WO2023281193A1 - Propulseur aeronautique - Google Patents

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WO2023281193A1
WO2023281193A1 PCT/FR2022/051322 FR2022051322W WO2023281193A1 WO 2023281193 A1 WO2023281193 A1 WO 2023281193A1 FR 2022051322 W FR2022051322 W FR 2022051322W WO 2023281193 A1 WO2023281193 A1 WO 2023281193A1
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WO
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blade
annular row
blades
longitudinal axis
clock
Prior art date
Application number
PCT/FR2022/051322
Other languages
English (en)
Inventor
Norman Bruno André JODET
Anthony BINDER
Adrien Clément Marcel DUBOIS
Fernando GEA AGUILERA
Anthony Bernard Germain LAFITTE
Eva Julie Lebeault
Josselin David Florian REGNARD
Original Assignee
Safran Aircraft Engines
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines filed Critical Safran Aircraft Engines
Priority to CN202280055979.5A priority Critical patent/CN117813237A/zh
Priority to EP22751129.2A priority patent/EP4367023A1/fr
Publication of WO2023281193A1 publication Critical patent/WO2023281193A1/fr

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Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/46—Arrangements of, or constructional features peculiar to, multiple propellers
    • B64C11/48—Units of two or more coaxial propellers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D2027/005—Aircraft with an unducted turbofan comprising contra-rotating rotors, e.g. contra-rotating open rotors [CROR]

Definitions

  • the present disclosure relates to the field of aeronautical thrusters, in particular airplane thrusters, along which a gas flow can circulate from upstream to downstream, each thruster having a longitudinal axis and comprising a hub and (at least) two annular rows of non-ducted blades, one upstream, the other downstream, along the longitudinal axis.
  • the relative qualifiers "upstream” and “downstream” are defined relative to each other with reference to the flow of gases in the turbomachine in the longitudinal direction (i.e. the direction of the longitudinal axis).
  • the propellant may comprise (at least) a heat engine, in particular a turbine engine, a turbojet engine, a turbofan, and/or (at least) an electric motor, and/or (at least) a hydrogen engine, and/or ( at least) a hybrid engine: thermal and/or electric and/or hydrogen.
  • a heat engine in particular a turbine engine, a turbojet engine, a turbofan, and/or (at least) an electric motor, and/or (at least) a hydrogen engine, and/or ( at least) a hybrid engine: thermal and/or electric and/or hydrogen.
  • turbomachine a propellant in which there is an exchange of energy between a flowing fluid and a rotor.
  • a “non-ducted” fan turbomachine (or turboprops of the "Propfan” or “Open rotor” or “Counter-Rotating Open Rotor” type) is a type of turbomachine in which the fan (or propeller) extends outside the crankcase, unlike conventional turbomachines (“Turbofan” type) in which the fan is shrouded.
  • An example of such a turbine engine is shown in Figures 1 and 2.
  • the turbine engine 10 comprises a hub 12, defining the crankcase, and on which is mounted an upstream annular row 14 of unducted blades 18 and a downstream annular row 16 of unducted blades 18 which are spaced apart along a longitudinal axis X of the turbomachine 10.
  • the orientation qualifiers such as “longitudinal”, “radial” or “circumferential”, are defined by reference to the longitudinal axis X of the turbomachine 10.
  • turbomachine 10 comprises, from upstream to downstream inside the crankcase, one (or more) compressor (s) 2, at least one combustion chamber 4, one (or more) turbine (s) 6 and at least one nozzle exhaust 8.
  • turbomachines of the “Unducted Single (or Stator) Fan” (USF) type are known, in each of which, as illustrated in FIGS. 1 and 2, the first upstream annular row 14 of blades 18 non-ducted is rotatably mounted around the longitudinal axis X and the downstream annular row 16 of non-ducted blades 18 is fixed.
  • the direction of rotation of the blades 18 of the upstream annular row 14 is not decisive.
  • the downstream annular row 16 can be centered on an axis that may or may not coincide with the longitudinal axis X. As illustrated in FIG. 1, the downstream annular row 16 is centered on the longitudinal axis X.
  • the upstream annular row 14 of unducted blades 18 is driven in rotation around the longitudinal axis X by the turbine(s) 6 which drive(s) themselves the ) compressor(s) 2.
  • the turbomachine generally comprises a speed reduction box in order to decouple the speed of rotation of the turbines with respect to the speed of rotation of the upstream annular row 14.
  • the turbine engine 10 may have a so-called “puller” configuration (upstream annular row 14 and downstream annular row 16 located at an upstream end portion of the turbine engine 10) or, as schematically in Figure 1, a so-called “pusher” configuration (upstream annular row 14 and downstream annular row 16 located at a downstream end portion of the turbine engine 10).
  • the upstream annular row and the downstream annular row can surround a section of the compressor(s) 2 or of the speed reduction box of the turbomachine 10.
  • the annular row upstream and the downstream annular row can surround a section of the turbine(s) 6 of the turbomachine 10.
  • a known solution for reducing the level of noise emitted consists in uniformly reducing the radial dimension of each blade 18 of the downstream annular row 16.
  • the radially outer end of each blade 18 of the annular row upstream 14 is inscribed in a first circle 20 centered on the longitudinal axis X and the radially outer end of each blade 18 of the downstream annular row 16 is inscribed in a second circle 22 centered on the longitudinal axis X, the radius Re2 of the second circle 22 being less than the radius Re1 of the first circle 20.
  • the current solution is not entirely satisfactory in that it allows effective noise reduction only in a configuration isolated from the turbomachine and at zero incidence. Indeed, the presence of surrounding elements (mast, fuselage, etc.), a non-zero incidence of the air flow perceived by the turbomachine 10 and the shape of the blades 18 of the upstream annular row 14 modify the contraction and the axisymmetricity around the longitudinal axis X of the air flow downstream of the upstream annular row 14 and/or the size of the vortices 19 present in the air flow downstream of the upstream annular row 14 so that the truncation of the blades 18 of the downstream annular row 16 no longer prevents the interaction between the blades 18 of the downstream annular row 16 and the vortices 19 formed by the blades 18 of the upstream annular row 14.
  • the present description aims to propose a solution to these drawbacks.
  • an aeronautical thruster with a longitudinal axis comprising a hub and at least two annular rows of unducted blades comprising an upstream annular row and a downstream annular row spaced apart l from each other along said longitudinal axis, the upstream annular row being rotatable around the longitudinal axis, said downstream annular row comprising at least a first blade and a second blade each extending in a radial direction from the hub so as to define a radial dimension between said hub and a radially outer end of the respective blade, characterized in that, angularly around the longitudinal axis: - the first blade is positioned closer to an angular position at 12 o'clock or an angular position at 6 o'clock than is the second blade, and
  • the second blade is positioned closer to an angular position at 3 o'clock or an angular position at 9 o'clock than is the first blade; and in that the radial dimension of the first blade is greater than the radial dimension of the second blade.
  • Such a configuration makes it possible to reduce the impact of the vortices formed at the radially outer end of the blades of the upstream annular row on the second blade of the downstream annular row.
  • the solution is also particularly advantageous in that it has been observed that the vortices formed by the blades of the upstream annular row are generally larger in size at the angular positions at 3 o'clock and at 9 o'clock in the downstream wake of the row upstream annular.
  • the level of interaction noise ie the noise generated by the interaction of the wake of the blades of the upstream annular row on the blades of the downstream annular row
  • emitted by the aeronautical thruster is therefore further reduced.
  • the radial dimension of the first blade can be greater, in particular with respect to the "clipping" solution known from the state of the art, thus increasing the performance of the aeronautical propellant without increasing, or even reducing the sound level emitted by the aeronautical propellant.
  • non-ducted used in reference to the upstream annular row and to the downstream annular row indicates that the free ends of the blades of the upstream annular row and of the blades of the downstream annular row are not surrounded by a nacelle , unlike conventional aeronautical thrusters in which the fan is streamlined inside a nacelle.
  • the downstream annular row can be fixed around the longitudinal axis. In other words, the blades of the downstream annular row may not be driven in rotation around the longitudinal axis.
  • the blades of the downstream annular row can be variable-pitch.
  • the blades of the upstream annular row and/or of the downstream annular row can be of variable pitch.
  • Each blade can thus be adjusted in rotation around a respective pitch change axis which extends radially. It is thus possible to adapt the pitch of the blades of the aeronautical thruster according to the operation of the aeronautical thruster and the phase of flight to improve aeronautical performance.
  • the hub may also comprise a blade pitch variation system adapted to vary the incidence of the blades around the respective pitch change axis depending on the phase of flight.
  • Each blade of the upstream annular row can extend in a radial direction from the hub so as to define a radial dimension between said hub and one end radially outer of the blade in question, the dimension of each of the blades of the upstream annular row being greater than the radial dimension of the first blade of the downstream annular row.
  • the first blade of the downstream annular row can be truncated with respect to the blades of the upstream annular row. This limits the impact of the vortices formed at the radially outer end of the blades of the upstream annular row on the first blade of the downstream annular row and in fact also on the second blade of the downstream annular row.
  • truncated blade means that the blade has a reduced radial dimension.
  • the radial dimension of a blade is measured between a radially inner end of the blade, the latter being located at the level of (that is to say closest to) the hub of the aeronautical thruster, and an end radially outer of the blade.
  • the radially inner end of a blade can be, longitudinally, at the level of a leading edge of the blade or at the level of the pitch change axis of the blade in question.
  • the angular position of each blade around the longitudinal axis can be identified by the angular position around the longitudinal axis of the inner end of the respective blade.
  • the radially inner end of a blade is also called the "blade root”.
  • An angular position of each blade around the longitudinal axis can be identified by the angular position around the longitudinal axis of the inner end of the respective blade.
  • the radially outer end of the blade is the opposite end to the radially inner end.
  • the radially outer end of the blade may be the free end of the blade.
  • the radially inner end and the radially outer end of each of the blades can be radially aligned, i.e. at the same longitudinal position. It is not excluded that the radially inner end and the radially outer end of each of the blades may be longitudinally offset relative to each other.
  • the first blade and the second blade may each have a radially outer radius defined by said radially outer end, the radially outer radius of the first blade being greater than the radially outer radius of the second blade.
  • the radially outer radius of a blade can be considered as the radial distance from the longitudinal axis of the radially outer end point of said blade. In other words, it is the maximum radius of the blade.
  • the first blade and the second blade can each have a radially internal radius.
  • the radially internal radius of a blade can be considered as the radial distance to the longitudinal axis from a radially inner end point of the blade.
  • Each blade can be fixed to the hub of the aeronautical thruster at the level of the radially internal end.
  • Each blade can be fixed to the hub close to the leading edge at the blade root or close to the pitch change axis at the blade root.
  • the first blade and the second blade of the downstream annular row can be circumferentially consecutive.
  • one (or more) blade(s) can be interposed circumferentially between the first blade and the second blade.
  • each of the blades of the upstream annular row is inscribed in an outer casing of the upstream annular row.
  • the radially outer end of each of the blades of the downstream annular row is inscribed in an outer casing of the downstream annular row.
  • the external envelope of the upstream annular row can surround the external envelope of the downstream annular row when these are projected in a common projection plane which is normal to the longitudinal axis.
  • a projection in a plane normal to the longitudinal axis of the outer casing of the upstream annular row can define a circle centered on the longitudinal axis.
  • the circle defined by the projection of the external envelope of the upstream annular row in a plane normal to the longitudinal axis may have a diameter which represents the external diameter of the aeronautical thruster.
  • a projection in a plane normal to the longitudinal axis of the outer casing of the downstream annular row can define a circle whose center is offset from the longitudinal axis in the direction of the axis passing through the angular positions at 3 a.m. and 9 a.m.
  • the geometric center of the projection of the outer envelope of the downstream annular row (the center of the circle if the projection of the outer envelope defines a circle) can be offset from the longitudinal axis in the direction of the axis passing through the angular positions at 3 o'clock and at 9 o'clock.
  • the radial distance between the center of the circle defined by the projection of the external envelope of the downstream annular row and the longitudinal axis can be between 1/200th and 1/5th of the diameter of the circle defined by the projection of the envelope outside of the upstream annular row.
  • a projection in a plane normal to the longitudinal axis of the outer casing of the downstream annular row can define a bean shape or an oval shape.
  • the hub may have, at the downstream annular row, a section normal to the longitudinal axis having the shape of a circle centered on the longitudinal axis.
  • the hub may have an opening disposed, in whole or in part, longitudinally between the upstream annular row and the downstream annular row.
  • the opening may be annular around of the longitudinal axis.
  • the opening may be intended to form an air inlet for the internal flow of the aeronautical propellant.
  • the radially outer radius of the hub may at the level of the downstream annular row may be greater than the radially outer radius of the hub at the level of the upstream annular row.
  • the radially outer radius of the means at the level of the upstream annular row and of the downstream annular row can respectively coincide with the radially inner radius of the blades of the upstream annular row and of the downstream annular row respectively.
  • the downstream annular row may comprise at least one group of blades having the same radial dimension, including at least a first group comprising a plurality of first blades and/or a second group comprising a plurality of second blades.
  • the downstream annular row may comprise at least one group of blades having the same radially outer radius, including at least a first group comprising a plurality of first blades and/or a second group comprising a plurality of second blades.
  • the downstream annular row can comprise k group(s) of blades with k an integer greater than or equal to 1. The number of different blades to be manufactured is thus limited, making it possible to reduce the costs associated with the manufacture of such an aeronautical thruster.
  • the blades of said at least one group of blades can be arranged circumferentially contiguously in an angular sector around the longitudinal axis.
  • the blades of each group of blades can all be consecutive two by two in said angular sector around the longitudinal axis. The manufacturing costs of the aeronautical propellant are further reduced.
  • each group of blades can be associated with at least one angular sector around the longitudinal axis so as to form an angular sector consisting of blades of said group considered.
  • the downstream annular row may comprise a first angular extent of blades centered on the angular position at 3 o'clock or on the angular position at 9 o'clock and a second angular extent of blades centered on the angular position at 12 o'clock or on the angular position at 6 o'clock , the average radial dimension of the blades of the first angular span being less than the average radial dimension of the blades of the second angular span.
  • Each angular extent may extend over an angular range less than or equal to 135°.
  • Each angular extent may further extend over an angular range less than or equal to 90°.
  • the downstream annular row may comprise at least one pair of blades whose angular positioning around the longitudinal axis is symmetrical with respect to a plane of symmetry comprising the longitudinal axis and an axis passing through the angular positions at 6 o'clock and at 12 o'clock, the blades of said pair of blades having identical geometric parameters, in particular the same radial dimension.
  • the downstream annular row may be symmetrical with respect to the plane of symmetry.
  • the downstream annular row comprises another blade positioned angularly around the longitudinal axis according to an opposite angle (i.e. the same angle but measured around the longitudinal axis in the anti-clockwise direction) and presenting identical geometric parameters.
  • the blades of the downstream annular row positioned angularly around the longitudinal axis, respectively, at opposite angles with respect to the position at 12 o'clock may have the same radial dimension.
  • the downstream annular row can comprise between 2 and 25 blades.
  • the number of blades of the upstream annular row may be different from the number of blades of the downstream annular row. This makes it possible to further minimize the level of noise emitted by the aeronautical thruster.
  • the strength of the downstream annular row defined as the ratio between the chord, and the spacing between two circumferentially consecutive blades in the circumferential direction, can be less than 3 over the entire radial dimension of each blade. . In particular, in a preferred embodiment, the strength is less than 1 at the radially outer end of the blades.
  • the ratio between the distance in the longitudinal direction between a median plane normal to the respective longitudinal axis of each annular row, and the diameter of the aeronautical thruster can vary between 0.01 and 0.8.
  • the median plane normal to the respective longitudinal axis of each annular row may be the plane containing the respective pitch change axis of each of the blades of the corresponding annular row.
  • the trailing edge of each of the blades of the upstream annular row is here located longitudinally upstream of a leading edge of each of the blades of the downstream annular row.
  • the first blade and the second blade can each be positioned in an angular zone comprised between (delimited by) the angular position at 12 o'clock and the angular position at 6 o'clock taken in a clockwise direction or an anti-clockwise direction.
  • the downstream annular row may comprise a third blade which has a radial dimension greater than the radial dimension of the second blade, and the third blade may be positioned angularly around the longitudinal axis in the same angular zone as the first blade and the second blade, the second blade being arranged circumferentially between the first blade and the third blade.
  • the third blade is not necessarily directly adjacent to the second blade. That is, the second blade and the third blade are not necessarily circumferentially consecutive.
  • One (or more) blade(s) can be interposed circumferentially between the second blade and the third blade.
  • the first blade can be located on one side of a first plane comprising the longitudinal axis and an axis passing through the angular position at 3 o'clock and the angular position at 9 o'clock and the third blade can be located on the other side of the foreground.
  • the first blade and the third blade can be located on either side of the foreground.
  • the radial dimension of the third blade may be less than the radial dimension of the first blade.
  • the first blade can be positioned angularly around the longitudinal axis in an angular zone between (delimited by) an angular position at 12 o'clock and an angular position at 6 o'clock taken in a clockwise or a counter-clockwise direction
  • the second blade can be positioned angularly around the longitudinal axis in said angular zone, between the first blade and a first plane comprising the longitudinal axis and an axis passing through the angular position at 3 o'clock and the angular position at 9 o'clock.
  • the first blade can be located, angularly around the longitudinal axis, either in a first angular zone between the angular position at 12 o'clock and the angular position at 6 o'clock including the angular position at 3 o'clock, either in a second angular zone between the angular position at 12 o'clock and the angular position at 6 o'clock including the angular position at 9 o'clock, the second blade being located, angularly around the longitudinal axis, in the same angular zone as the first blade, respectively, either between the first blade and the angular position at 3 o'clock, or between the first blade and the angular position at 9 o'clock.
  • the first angular zone and the second angular zone each correspond to one half of the time dial defined around the longitudinal axis.
  • Each of the first angular zone and the second zone angular is between (delimited by) the angular position at 12 o'clock and the angular position at 6 o'clock, the first angular zone including the angular position at 3 o'clock and the second angular zone including the angular position at 9 o'clock.
  • the upstream annular row and the downstream annular row can be located at an upstream end portion of the aeronautical thruster in the longitudinal direction or at a downstream end portion of the aeronautical thruster in the longitudinal direction.
  • the aeronautical thruster can have a so-called “puller” configuration or a so-called “pusher” configuration.
  • the upstream annular row and the downstream annular row may surround a section of the compressors or of the speed reduction box of the aeropropeller.
  • the upstream annular row and the downstream annular row can surround a section of the turbines of the aeronautical thruster.
  • a propulsion assembly for an aircraft comprising an aeronautical thruster as described above and a pylon for fixing the aeronautical propellant to the aircraft, the fixing pylon being connected to the one of the blades of the downstream annular row so as to form a single aerodynamic assembly.
  • an aircraft comprising an aeronautical propellant as described above.
  • Figure 1 is a partial schematic sectional view of a turbomachine with an unducted fan of the prior art according to a first configuration
  • Figure 2 is a schematic view of a prior art unducted fan turbine engine according to a second configuration
  • Figure 3 is a schematic view illustrating an annular row of non-ducted fixed blades of the turbomachine of Figure 1 in the section plane l-l;
  • Figure 4 is a partial schematic sectional view of an unducted fan turbine engine according to the present description, in a "pusher" configuration
  • Figure 5 is a schematic view illustrating an annular row of non-ducted fixed blades of the turbomachine of Figure 4 in section plane IV-IV, according to a first embodiment of the present description
  • Figure 6 is a schematic view illustrating an annular row of non-ducted fixed blades of the turbomachine of Figure 4 in section plane IV-IV, according to a second embodiment of the present description
  • Figure 7 is a schematic view illustrating an annular row of non-ducted fixed blades of the turbomachine of Figure 4 in section plane IV-IV, according to a third embodiment of the present description
  • Figure 8 is a schematic view illustrating an annular row of non-ducted fixed blades of the turbomachine of Figure 4 in section plane IV-IV, according to a fourth embodiment of the present description;
  • Figure 9 is a schematic view illustrating an annular row of non-ducted fixed blades of the turbomachine of Figure 4 in section plane IV-IV, according to a fifth embodiment of the present description;
  • Figure 10 is a schematic view illustrating an annular row of non-ducted fixed blades of the turbomachine of Figure 4 in section plane IV-IV, according to a sixth embodiment of the present description;
  • Figure 11 is a schematic view illustrating an annular row of non-ducted fixed blades of the turbomachine of Figure 4 in section plane IV-IV, according to a seventh embodiment of the present description;
  • Figure 12 is a schematic view illustrating an annular row of non-ducted fixed blades of the turbomachine of Figure 4 in section plane IV-IV, according to an eighth embodiment of the present description;
  • Figure 13 is a schematic view of an unducted fan turbomachine of the present description, in a "puller" configuration
  • Figure 14 is a schematic view of an unducted fan turbine engine of the present description according to an alternative embodiment
  • Figure 15 is a schematic view of an unducted fan turbomachine of the present description according to another variant embodiment
  • Figure 16 represents a schematic view of any aeronautical propellant according to the present description.
  • Figure 4 shows, in section, a turbomachine 10 of longitudinal axis X which comprises, from upstream to downstream inside the casing engine, one (or more) compressor(s) 2, one (or more) combustion chamber(s) 4, one (or more) turbine(s) 6 and one (or more) exhaust nozzle(s) 8 .
  • the turbomachine 10 comprises a hub 12 and two annular rows of unducted blades 18 including an upstream annular row 14, and a downstream annular row 16.
  • the upstream annular row 14 and the downstream annular row 16 are spaced apart the other along the longitudinal axis X.
  • the upstream annular row 14 is rotatable around the longitudinal axis X and the downstream annular row 16 is fixed around the longitudinal axis X.
  • the downstream annular row 16 is not driven in rotation about the longitudinal axis X. This does not exclude that each blade 18 of the downstream annular row 16 can be variable pitched as will be seen later.
  • the downstream annular row 16 can be rotatable around the longitudinal axis X.
  • the upstream annular row 14 is of the rotor type and the annular row here is of the stator.
  • the direction of rotation of the upstream annular row is not decisive here.
  • the upstream annular row can be rotated clockwise or anti-clockwise seen from upstream for example.
  • the upstream annular row 14 of unducted blades is driven in rotation around the longitudinal axis X by the turbine(s) 6 which drives(s) itself (s) the (or) compressor (s) 2.
  • a speed reduction box or "gearbox" in English
  • the turbomachine can have a thrust of between 1,000 and 90,000 pounds, preferably between 2,500 and 50,000 pounds in the cruising phase or in the take-off phase.
  • the blades 18 of the upstream annular row 14 and/or of the downstream annular row 16 can be variable pitched. It is thus possible to adapt the pitch of the blades 18 of the turbine engine 10 according to the operating point of the turbine engine 10 or the phase of flight.
  • a system for changing the pitch integrated into the hub can be provided in order to adapt the incidence of the blades for each phase of flight.
  • Each blade can thus be adjusted in rotation around a respective pitch change axis according to the flight phases and conditions.
  • the pitch change axis of each of the blades is an axis extending radially and positioned longitudinally at a middle portion of the respective blade.
  • the pitch change axis of each of the blades 18 of the downstream annular row 16 visible in FIG. 4 coincides with an axis passing through angular positions at 3 o'clock and at 9 o'clock around the longitudinal axis of the downstream annular row.
  • the orientation qualifiers such as “longitudinal”, “radial” or “circumferential”, are defined with reference to the longitudinal axis X of the turbomachine 10.
  • the longitudinal direction here corresponds to the direction of advancement the turbomachine.
  • the longitudinal direction can coincide with a horizontal direction, ie perpendicular to the gravity field.
  • the qualifiers “upstream” and “downstream” are defined relative to each other with reference to the flow of gases in the turbomachine 10 in the longitudinal direction.
  • the angular position of each of the blades 18 around the longitudinal axis X is marked with respect to a time dial (here seen from upstream for example) whose angular positions at 12 o'clock, 3 o'clock, 6 o'clock and 9 o'clock are positioned in a conventional manner .
  • the angular position at 12 o'clock is therefore positioned vertically upwards with respect to the longitudinal axis X and the angular position at 6 o'clock is positioned vertically downwards with respect to the longitudinal axis X.
  • the angular position at 3 o'clock is positioned horizontally towards the right with respect to the longitudinal axis X and the angular position at 6 o'clock is positioned horizontally to the left with respect to the longitudinal axis X.
  • An axis extending radially passing through the angular positions at 12 o'clock and at 6 o'clock is thus perpendicular to an axis extending radially through the angular positions at 3 o'clock and 9 o'clock.
  • a roll movement of the aircraft in flight on which the turbomachine 10 is mounted will be such as to cause a rotation of the vertical and horizontal directions as considered in the figures around the longitudinal axis X
  • a rolling movement of the aircraft in flight on which the turbomachine 10 is mounted will be such as to cause a rotation of the axis passing through the angular positions at 12 o'clock and 6 o'clock and of the axis passing through the 3 o'clock and 9 o'clock angular positions around the longitudinal axis X.
  • a “lateral zone” of the turbine engine 10 refers to a zone which is circumferentially in the vicinity of the 3 o'clock angular position or the 9 o'clock angular position.
  • an “upper zone” and a “lower zone” of the turbomachine 10 refer, respectively, to a zone which is circumferentially close to the angular position at 12 o'clock and to a zone which is circumferentially close to the angular position at 6 a.m.
  • Each blade 18 of the upstream annular row 14 and of the downstream annular row 16 extends in a radial direction from the hub 12 so as to define a radial dimension between said hub 12 and a radially outer end of the blade 18 respectively.
  • the radial dimension of each blade 18 is measured between a radially inner end of the blade 18 and a radially outer end of the blade 18, opposite one another.
  • the radially internal end of each blade 18 is located at the level of the hub 12 of the turbomachine 10.
  • Each blade 18 can in particular be fixed to the hub 12 of the turbomachine 10 at the radially internal end, at the level of the axis of change setting
  • the radially outer end of each blade 18 is here a free end (ie not shrouded).
  • each blade 18 of the upstream annular row 14 and of the downstream annular row 16 has a radially internal radius respectively Ri1, Ri2 considered as the radial distance to the longitudinal axis X of the radially internal end of the blade 18, for example located at the level of (that is to say closest to) the hub of the turbomachine.
  • the radially inner end is, in Figure 4, close to the pitch change axis of the respective blade.
  • the radially inner end of each blade can alternatively be close to the leading edge at the root of the blade.
  • Each blade also has a radially outer radius Re considered as the radial distance to the longitudinal axis X from the radially outer end of said blade 18, that is to say, as the maximum radius of the blade.
  • FIG. 5 which shows the turbomachine of Figure 4 in section plane IV-IV normal to the longitudinal axis X
  • a radially outer end of the blades 18 of the upstream annular row 14 and the row downstream annular 16 are inscribed, respectively, in an outer envelope 20 of the upstream annular row 14 and an outer envelope 22 of the downstream annular row 16.
  • the projection, in the section plane IV-IV, of the outer envelope 20 of the upstream annular row 14 forms a circle of radius Re1, or else of diameter D, centered on the longitudinal axis X.
  • the diameter D of the projection, in the section plane IV-IV, of the outer envelope 20 of the upstream annular row 14 may represent the outer diameter of the turbomachine 10.
  • each blade 18 of the downstream annular row 16 is less than the radial dimension of each of the blades 18 of the upstream annular row 14.
  • the radially outer radius of each blade 18 of the downstream annular row 16 is less than the radially outer radius of each of the blades 18 of the upstream annular row 14.
  • Each blade 18 of the downstream annular row 16 therefore has a truncation with respect to the blades 18 of the upstream annular row 14 so as to limit the impact of the vortices formed at the radially outer end of the blades 18 of the upstream annular row 14.
  • each blade 18 of the downstream annular row 16 is truncated with respect to the blades 18 of the upstream annular row 14.
  • FIG. 5 represents a first embodiment of the downstream annular row 16 in which a first blade 18a and a second blade 18b can be defined with the first blade 18a positioned angularly around the longitudinal axis X closer to the angular position at 12 o'clock or at 6 o'clock than is the second blade 18b and with the second blade 18b positioned, angularly around the longitudinal axis X, closer to the angular position at 3 o'clock or at 9 o'clock, so that the radial dimension of the first blade 18a is greater than the radial dimension of the second blade 18b.
  • the first blade 18a and the second blade 18b considered can be circumferentially consecutive.
  • the second blade 18b of the downstream annular row 16 has a greater truncation than the first blade 18a and the third 18c to further reduce the interaction of the vortices formed at the radially outer end of the blades 18 of the upstream annular row 14 on the second blade 18b of the downstream annular row
  • the blade 18 of the downstream annular row 16 having the minimum radial dimension is located, angularly around the longitudinal axis X, at (or close to) the angular position at 3H, and at (or at proximity to) the angular position at 9 o'clock.
  • This proves to be advantageous in that it has been found that in flight conditions at incidence and/or with crosswind, the blades 18 of the upstream annular row 14 present, due to their curved shape, the direction of rotation and the incidence of the flow, a greater load when they are located, angularly around the longitudinal axis X, in the vicinity of the angular position at 3 o'clock or the angular position at 9 o'clock.
  • the blades 18 of the upstream annular row 14 form larger vortices in the downstream wake when they are located, angularly around the longitudinal axis X, in the vicinity of the angular position at 3H or respectively from the angular position at 9 o'clock. Consequently, the blades 18 of the downstream annular row 16 located, angularly around the longitudinal axis X, in the vicinity of the angular position at 3 o'clock, or respectively the angular position at 9 o'clock, are more subject to impacts with vortices 19 formed by the blades 18 of the upstream annular row 14.
  • the configuration of the downstream annular row 16 as described above proves advantageous in that it makes it possible to limit, or even prevent, the impact of these larger vortices on the blades 18 of the downstream annular row 16 located, angularly around the longitudinal axis X, in the vicinity of the angular position at 3 o'clock and the angular position at 9 o'clock.
  • the cabin of the aircraft on which the turbine engine is mounted is conventionally opposite a zone at the level of the 3 o'clock angular position or the 9 o'clock angular position of the turbine engine 10.
  • the solution makes it possible to increase the radial dimension of the blades 18 of the downstream annular row located angularly around the longitudinal axis in the vicinity of the angular position at 12 o'clock and/or the angular position at 6 o'clock with respect to the solution of "clipping" known from the state of the art, thus increasing the performance of the turbomachine 10 without increasing, or even reducing, the sound level emitted by the turbomachine 10.
  • the first embodiment of Figure 5 is such that for any first blade 18a positioned angularly around the longitudinal axis X in an angular zone Z1, Z2 between the angular position at 12 o'clock and the angular position at 6 o'clock, there is a second blade 18b positioned angularly around the longitudinal axis X in the same angular zone Z1, Z2 as the first blade 18a, between the first blade 18a and a first plane P1 comprising the longitudinal axis X and l axis passing through the angular position at 3 o'clock and the angular position at 9 o'clock, so that the radial dimension of the first blade 18a is greater than the radial dimension of the second blade 18b.
  • the first blade 18a is located, angularly around the longitudinal axis X, either in a first angular zone Z1 between the angular position at 12 o'clock and the angular position at 6 o'clock including the angular position at 3 o'clock. , or in a second angular zone Z2 between the 12 o'clock angular position and the 6 o'clock angular position including the 9 o'clock angular position.
  • the second blade 18b is then included in the same angular zone Z1, Z2 as the first blade 18a, respectively, either between the first blade 18a and the angular position at 3H if the first blade is in the first angular zone Z1, or between the first blade 18a and the angular position at 9 o'clock if the first blade is in the second angular zone Z2.
  • the first angular zone Z1 and the second angular zone Z2 each correspond to one half of the time dial defined around the longitudinal axis X, each half being between the angular position at 12 o'clock and the angular position at 6 o'clock.
  • the first angular zone Z1 therefore comprises the angular position at 3 o'clock and the second angular zone Z2 therefore comprises the angular position at 9 o'clock.
  • a third blade 18c can be defined angularly positioned around the longitudinal axis X in the same angular zone Z1, Z2 as the first blade 18a so that the second blade 18b is circumferentially between the first blade 18a and the third blade 18c.
  • the third blade 18c has a radial dimension greater than the dimension radial of the second blade 18b.
  • the radial dimension of the third blade 18c is less than the radial dimension of the first blade 18a.
  • the radial dimension of the third blade 18c can be greater than the radial dimension of the first blade 18a.
  • the radial dimension of the first blade 18a and the radial dimension of the third blade 18c may be equal.
  • the second blade 18b and the third blade 18c can be circumferentially consecutive.
  • the first blade and the third blade can be located on either side of the first plane P1.
  • Figure 5 illustrates, among the blades 18 of the downstream annular row 16, a particular combination of the first blade 18a, the second blade 18b and the third blade 18c. However, it is not excluded that other combinations of the first blade 18a, of the second blade 18b and of the third blade 18c in accordance with the provisions described above are possible.
  • each blade 18 of the downstream annular row 16 has, in the example shown, the same radially internal radius Ri2. This is due to the fact that the hub 12 is axisymmetric about the longitudinal axis X at the level of the downstream annular row 16. In other words, the hub 12 has, at the level of the downstream annular row 16, a section normal to the longitudinal axis X which has the shape of a circle centered on the longitudinal axis X.
  • the first blade 18a previously considered of the downstream annular row 16 has a radial dimension greater than the second blade 18b previously considered in that the radially external radius of the first blade 18a is greater than the radially outer radius of the second blade 18b.
  • the downstream annular row 16 comprises a first group G1 of blades 18 and a second group G2 of blades 18.
  • Each of the blades 18 of the first group G1, respectively of the second group G2, have the same radial dimension.
  • each of the blades 18 of the first group G1, respectively of the second group G2 are arranged circumferentially contiguously in a respective angular sector S1, S2 around the longitudinal axis X.
  • the number of different blades 18 to be manufactured is thus limited, thus making it possible to reduce the costs associated with the manufacture of such a turbine engine 10.
  • the number of groups of blades 18 is not limited to 2.
  • the downstream annular row 16 can comprise k group(s) of blades 18 with k an integer greater than or equal to 1.
  • the first group G1 of blades 18 and the second group G2 of blades 18 are each associated with an angular sector around the longitudinal axis X so as to form an angular sector consisting of blades 18 of said group G1, G2 considered.
  • the first group G1 of blades 18 is here associated with a first angular sector S1 centered on the angular position at 12 o'clock.
  • the second group G2 of blades 18 is associated with a second angular sector S2 centered on the angular position at 6 o'clock.
  • the first angular sector S1 and the second angular sector S2 here each extend over 90° in the example shown.
  • the downstream annular row 16 further comprises a plurality of groups Gi of blades 18 comprising two identical blades 18 which are arranged angularly around the longitudinal axis X, respectively, according to an angle a and an angle -a, the angle a being measured around the longitudinal axis X clockwise relative to the angular position at 12 o'clock.
  • One of the two blades 18 of each group Gi is positioned angularly around the longitudinal axis X in a third angular sector S3 centered on the angular position at 3H and the other of the two blades 18 of the group Gi considered is positioned angularly around of the longitudinal axis X in a fourth angular sector S4 centered on the angular position at 9 o'clock.
  • the third angular sector S3 and the fourth angular sector S4 here also extend over 90°.
  • the angular sectors S1, S2, S3, S4 can extend independently of each other over angular ranges greater or less than 90°.
  • the downstream annular row 16 is symmetrical with respect to a plane of symmetry P comprising the longitudinal axis X and the axis passing through the angular positions at 6 o'clock and at 12 o'clock. It is understood by “symmetrical” that, for each blade 18 of the downstream annular row 16 positioned angularly around the longitudinal axis X according to an angle a measured around the longitudinal axis X in the clockwise direction with respect to the angular position at 12 o'clock and between 0° and 180° excluded, the downstream annular row 16 comprises another blade 18 positioned angularly around the longitudinal axis X at an angle ⁇ a and having identical geometric parameters.
  • the blades 18 of the downstream annular row 16 positioned angularly around the longitudinal axis X, respectively, at an angle a and -a can have the same radial dimension.
  • the angular position of each blade 18 around the longitudinal axis X can be identified by a pitch change axis of the blade considered, merged here with a stacking axis of the blade considered.
  • the angular position of each blade 18 around the longitudinal axis X can be identified by the angular position around the longitudinal axis X of the inner end of the blade 18 considered.
  • the blades 18 of the first group G1 have a radial dimension greater than the radial dimension of the blades 18 of the second group G2.
  • the blades 18 of the first group G1 have a radially outer radius greater than the radius radially external blades 18 of the second group G2.
  • the projection of the outer envelope 22 of the downstream annular row 16 in the section plane IV-IV therefore has a first arcuate portion of radius Re2a at the level of the first angular sector S1 and a second arcuate portion of radius Re2b at the level of the second angular sector S2, the radius Re2a of the first portion being greater than the radius Re2b of the second portion.
  • the first angular extent of the blades can here coincide with the blades 18 of the third angular sector S3 or of the fourth angular sector S4 and the second angular extent of the blades can coincide with the blades of the first angular sector S1 or of the second angular sector S2.
  • the number of blades 18 of the upstream annular row 14 may be different from the number of blades 18 of the downstream annular row 16. This makes it possible to further reduce the level of noise emitted by the turbine engine 10.
  • the annular row downstream 16 can comprise between 2 and 25 blades 18.
  • the solidity of the downstream annular row 16, defined as being the ratio between the chord and the spacing in the circumferential direction between two circumferentially consecutive blades 18, can be less than 3 over the entire radial dimension of each blade 18.
  • the strength is less than 1 at the radially outer end of the blades 18.
  • the ratio between, d on the one hand, the distance in the longitudinal direction between a median plane normal to the respective longitudinal axis X of each annular row, and on the other hand, the diameter D of the turbomachine 10 can vary between 0.01 and 0.8 .
  • the median plane normal to the respective longitudinal axis X of each annular row 14, 16 is the plane containing the pitch change axis of each of the blades of the corresponding annular row 14, 16.
  • the trailing edge of each of the blades 18 of the upstream annular row 14 is located longitudinally upstream of a leading edge of each of the blades 18 of the downstream annular row 16. Thus, interference is limited or even avoided. between the upstream and downstream annular rows.
  • Figure 6 shows a second embodiment of the downstream annular row 16 which differs from the first embodiment of Figure 5 in that the annular row downstream 16 is devoid of symmetry with respect to the plane of symmetry P. Indeed, a pair of blades 18 of the downstream annular row 16 positioned angularly around the longitudinal axis X, respectively, in the third angular sector S3 and the fourth sector angular S4, according to an angle a and an angle -a, are not identical.
  • a pair of blades 18 of the downstream annular row 16 positioned angularly around the longitudinal axis X, respectively, in the third angular sector S3 and the fourth angular sector S4, according to an angle a and an angle -a have a radial dimension different from each other.
  • the projection of the outer casing 22 of the downstream annular row 16 in the section plane IV-IV has the shape of a bean.
  • FIG. 7 represents a third embodiment of the downstream annular row 16 in which the downstream annular row 16 comprises only a first group G1 of blades 18 and a second group G2 of blades 18.
  • each blade 18 of the downstream annular row 16 is either a blade 18 of the first group G1, or a blade 18 of the second group G2.
  • the first angular sector S1 associated with the first group G1 of blades 18 is centered on the angular position at 3H and extends over 260°.
  • the second angular sector S2 associated with the second group G2 of blades 18 is centered on the angular position at 9 o'clock and extends over 100°.
  • FIG. 8 represents a fourth embodiment of the downstream annular row 16 in which the downstream annular row comprises a first group G1 of blades 18, a second group G2 of blades 18, a third group G3 of blades 18.
  • Each blade 18 of the first group G1 is located, angularly around the longitudinal axis X, in a first angular sector S1 centered on the angular position at 1:30 and extending over 180°.
  • Each blade 18 of the second group G2 is located, angularly around the longitudinal axis X, in a second angular sector S2 centered on the angular position at 6 o'clock and extending over 90°.
  • Each blade 18 of the third group G3 is located, angularly around the longitudinal axis X, in a third angular sector S3 centered on the angular position at 9 o'clock and extending over 90°.
  • the radial dimension of the blades 18 of the first group G1 is greater than the radial dimension of the blades 18 of the second group G2 and the radial dimension of the blades 18 of the third group G3.
  • the radial dimension of the blades 18 of the second group G2 is greater than the radial dimension of the blades 18 of the third group G3.
  • the projection of the outer envelope 22 of the downstream annular row 16 in the section plane IV-IV therefore has an arcuate portion at the level of each of the first group G1, second group G2 and third group G3, each having respectively a first radius Re2a, a second radius Re2b and a third radius Re2c.
  • the dimension radial dimension of the blades 18 of the first group G1 is greater than the radial dimension of the blades 18 of each of the second group G2 and of the third group G3.
  • the radial dimension of the blades 18 of the second group G2 is greater than the radial dimension of the blades 18 of the third group G3.
  • the respective radii of the arcuate portions of the projection of the outer casing 22 of the downstream annular row 16 in the section plane IV-IV are in order, from largest to smallest; the first ray Re2a, the second ray Re2b and the third ray Re2c.
  • FIG. 9 represents a fifth embodiment of the downstream annular row 16 in which the downstream annular row 16 comprises a first group G1 of blades 18, a second group G2 of blades 18, a third group G3 of blades 18 and a fourth group G4 of blades 18.
  • Each blade 18 of the first group G1 is located, angularly around the longitudinal axis X, in a first angular sector S1 centered on the angular position at 12 o'clock.
  • Each blade 18 of the second group G2 is located, angularly around the longitudinal axis X, in a second angular sector S2 centered on the angular position at 6 o'clock.
  • Each blade 18 of the third group G3 is located, angularly around the longitudinal axis X, in a third angular sector S3 centered on the angular position at 3H.
  • Each blade 18 of the fourth group G4 is located, angularly around the longitudinal axis X, in a fourth angular sector S4 centered on the angular position at 9 o'clock.
  • Each angular sector S1, S2, S3, S4 here extends over 90°.
  • the projection of the outer envelope 22 of the downstream annular row 16 in the section plane IV-IV therefore has an arcuate portion at the level of each of the first group G1, second group G2, third group G3 and fourth group G4, each having respectively a first ray Re2a, a second ray Re2b, a third ray Re2c and a fourth ray Re2d.
  • the radial dimension of the blades 18 of the first group G1 is greater than the radial dimension of the blades 18 of each of the second group G2, of the third group G3 and of the fourth group G4.
  • the radial dimension of the blades 18 of the second group G2 is greater than the radial dimension of the blades 18 of each of the third group G3 and of the fourth group G4.
  • the radial dimension of the blades 18 of the third group G3 is greater than the radial dimension of the blades 18 of the fourth group G4.
  • the respective radii of the arcuate portions of the projection of the outer casing 22 of the downstream annular row 16 in the section plane IV-IV are in order, from largest to smallest: the first radius Re2a, the second ray Re2b, the third ray Re2c and the fourth ray Re2d.
  • FIG. 10 represents a sixth embodiment of the downstream annular row 16 which differs from the fifth embodiment of FIG. 9 in that the blades 18 of the third group G3 and the blades 18 of the fourth group G4 have the same dimension radial.
  • the arcuate portions of the projection of the outer casing 22 of the downstream annular row 16 in the section plane IV-IV associated with the third group G3 of blades 18 and the fourth group G4 of blades 18 have the same radius.
  • the third ray Re2c and the fourth ray Re2d are identical.
  • FIG. 11 represents a seventh embodiment of the downstream annular row which differs from the sixth embodiment of FIG. 10 in that the blades 18 of the first group G1 and the blades 18 of the second group G2 have the same dimension. radial.
  • the arcuate portions of the projection of the outer casing 22 of the downstream annular row 16 in the section plane IV-IV associated with the first group G1 of blades 18 and the second group G2 of blades 18 have the same radius.
  • the first ray Re2a and the second ray Re2b are identical.
  • the downstream annular row 16 is here symmetrical with respect to the first plane P1.
  • FIG. 12 represents an eighth embodiment of the downstream annular row in which the projection in a plane of section IV-IV of the outer casing 22 of the downstream annular row 16 defines a circle of radius Re2' whose center is offset from the longitudinal axis X in the direction of the axis passing through the angular positions at 3 o'clock and 9 o'clock.
  • the center of the circle defined by the projection of the outer casing 22 of the downstream annular row 16 can be offset from the longitudinal axis by a distance L in the direction of the axis passing through the positions angular at 3 o'clock and 9 o'clock.
  • the upstream annular row 14 and the downstream annular row 16 can be located at an upstream end portion of the turbomachine 10 in the longitudinal direction, as for the example of turbomachine 10 represented in FIG. 13.
  • the turbomachine 10 has, in this case, a so-called “puller” configuration.
  • the upstream annular row 14 and the downstream annular row 16 can surround a section of the compressors of the turbomachine 10 or of the speed reduction box.
  • the upstream annular row 14 and the downstream annular row 16 may be located at a downstream end portion of the turbine engine 10 in the longitudinal direction.
  • the turbomachine 10 is then in a so-called “pusher” configuration.
  • the upstream annular row 14 and the downstream annular row 16 can surround a section of the turbines of the turbomachine 10.
  • the invention is not limited to the examples described above and is capable of numerous variants.
  • each blade 18 of the downstream annular row 16 is less than the radial dimension of each of the blades 18 of the upstream annular row 14
  • FIG. 15 shows another variant.
  • FIG. 15 represents a propulsion assembly 24 for an aircraft.
  • the propulsion assembly 24 includes a turbine engine 10 as described above and a pylon 26 for attaching the turbine engine 10 to the aircraft.
  • the attachment pylon is connected to one of the blades 18 of the downstream annular row 16 so as to form a single aerodynamic assembly.
  • the fixing pylon 26 can be connected to one of the blades 18 of the downstream annular row 16 by continuity of material.
  • the attachment pylon 26 may be integral with one of the blades 18 of the downstream annular row 16.
  • the attachment pylon 26 may be connected to one of the blades 18 of the downstream annular row 16 via one (or more) fixing means.
  • the attachment pylon 26 also has an aerodynamic profile similar to an aerodynamic profile of the blades 18 of the downstream annular row 16. The attachment pylon 26 therefore has the same effect on the air flow from the upstream annular row 14 as the blades 18 of the downstream annular row 16. Such an arrangement makes it possible to further reduce the noise emitted by the turbine engine 10.
  • Figure 16 shows an aeronautical propellant therefore comprising, around the blades 18, the two annular rows upstream 14 and downstream 16 and coaxially with the longitudinal axis X.

Landscapes

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Abstract

Propulseur aéronautique (10) d'axe longitudinal (X) comprenant un moyeu (12), une rangée annulaire amont (14) et une rangée annulaire aval (16) espacées l'une de l'autre suivant ledit axe longitudinal (X), la rangée annulaire amont (14) étant mobile en rotation autour de l'axe longitudinal (X), ladite rangée annulaire aval (16) comprenant une première pale (18a) et une deuxième pale (18b) s'étendant chacune selon une direction radiale de sorte à définir une dimension radiale entre ledit moyeu (12) et une extrémité radialement externe de la pale (18a; 18b) respective, dans lequel, angulairement autour de l'axe longitudinal (X) la deuxième pale (18b) est positionnée plus près d'une position angulaire à 3H ou d'une position angulaire à 9H que ne l'est la première pale (18b) et la dimension radiale de la première pale (18a) est supérieure à la dimension radiale de la deuxième pale (18b).

Description

Description
Titre : PROPULSEUR AERONAUTIQUE
Domaine technique
[0001] La présente divulgation relève du domaine des propulseurs aéronautiques, en particulier d’avion, le long desquels un écoulement gazeux peut circuler d’amont vers l’aval, chaque propulseur présentant un axe longitudinal et comprenant un moyeu et (au moins) deux rangées annulaires de pales non carénées, l’une amont, l’autre aval, le long de l’axe longitudinal.
[0002] Conformément à ce qui précède et à ce qui suit, dans tout le texte, les qualificatifs relatifs « amont » et « aval » sont définis l’un par rapport à l’autre en référence à l’écoulement des gaz dans la turbomachine dans la direction longitudinale (i.e. la direction de l’axe longitudinal).
[0003] Le propulseur peut comprendre (au moins) un moteur thermique, en particulier turbomoteur, turboréacteur, turbosoufflante, et/ou (au moins) un moteur électrique, et/ou (au moins) un moteur à hydrogène, et/ou (au moins) un moteur hybride : thermique et/ou électrique et/ou à hydrogène.
Technique antérieure
[0004] On se référera ci-après plus particulièrement, et donc à titre non limitatif, au cas des turbomachines, dès lors que le(s) type(s) de moteur que comprend le propulseur n’est pas ici déterminant. Par turbomachine, il est entendu un propulseur dans lequel il y a un échange d’énergie entre un fluide en écoulement et un rotor.
[0005] Dans ce cadre, on rappelle, à titre d’exemple, qu’une turbomachine à soufflante « non carénée » (ou turbopropulseurs de type « Propfan » ou « Open rotor » ou « Counter- Rotating Open Rotor ») est un type de turbomachine dans laquelle la soufflante (ou hélice) s’étend en dehors du carter moteur, contrairement aux turbomachines classiques (de type « Turbofan ») dans lesquelles la soufflante est carénée. Un exemple d’une telle turbomachine est représenté aux figures 1 et 2. La turbomachine 10 comprend un moyeu 12, définissant le carter moteur, et sur lequel est montée une rangée annulaire amont 14 de pales 18 non carénées et une rangée annulaire aval 16 de pales 18 non carénées qui sont espacées l’une de l’autre suivant un axe longitudinal X de la turbomachine 10. Les qualificatifs d’orientation, tels que « longitudinal », « radial » ou « circonférentiel », sont définis par référence à l’axe longitudinal X de la turbomachine 10. Les qualificatifs relatifs « amont » et « aval » sont définis l’un par rapport à l’autre en référence à l’écoulement des gaz dans la turbomachine 10 le long de l’axe longitudinal X. Par ailleurs, la turbomachine 10 comporte, d’amont en aval à l’intérieur du carter moteur, un (ou des) compresseur(s) 2, au moins une chambre de combustion 4, une (ou des) turbine(s) 6 et au moins une tuyère d’échappement 8.
[0006] Parmi ces turbomachines à soufflante non carénée, on connaît les turbomachines de type « Unducted Single (or Stator) Fan » (USF) dans chacune desquelles, comme illustré aux figures 1 et 2, la première rangée annulaire amont 14 de pales 18 non carénées est montée mobile en rotation autour de l’axe longitudinal X et la rangée annulaire aval 16 de pales 18 non carénées est fixe. Le sens de rotation des pales 18 de la rangée annulaire amont 14 n’est pas déterminant. La rangée annulaire aval 16 peut être centrée sur un axe coïncidant ou non avec l’axe longitudinal X. Comme illustrée à la figure 1 , la rangée annulaire aval 16 est centrée sur l’axe longitudinal X. Une telle configuration de la rangée annulaire amont 14 et de la rangée annulaire aval 16 permet de valoriser, à travers la rangée annulaire aval 16, l’énergie de giration de l’écoulement d’air issu de la rangée annulaire amont 14. Le rendement de la turbomachine 10 est ainsi amélioré, notamment vis-à-vis d’une hélice rotative unique dans le cas d’un turbopropulseur classique. La rangée annulaire amont 14 de pales 18 non carénées est entraînée en rotation autour de l’axe longitudinal X par la (ou les) turbine(s) 6 qui entraîne(nt) elle(s)-même(s) le (ou les) compresseur(s) 2. La turbomachine comprend généralement un boitier de réduction de vitesse afin de découpler la vitesse de rotation des turbines par rapport à la vitesse de rotation de la rangée annulaire amont 14. Par ailleurs, l’un des intérêts d’une turbomachine de type USF par rapport à une turbomachine type « Counter-Rotating Open Rotor » est de réduire le bruit tonal émis par la turbomachine du fait que la rangée annulaire aval 16 de pales 18 non carénées est fixe.
[0007] Comme schématisée à la figure 2, la turbomachine 10 peut avoir une configuration dite « puller » (rangée annulaire amont 14 et rangée annulaire aval 16 situées au niveau d’une portion d’extrémité amont de la turbomachine 10) ou, comme schématisé à la figure 1 , une configuration dite « pusher » (rangée annulaire amont 14 et rangée annulaire aval 16 situées au niveau d’une portion d’extrémité aval de la turbomachine 10).
[0008] Dans la configuration puller, la rangée annulaire amont et la rangée annulaire aval peuvent entourer une section du(des) compresseur(s) 2 ou du boitier de réduction de vitesse de la turbomachine 10. Dans la configuration pusher, la rangée annulaire amont et la rangée annulaire aval peuvent entourer une section de la(des) turbine(s) 6 de la turbomachine 10.
[0009] L’absence de carénage entraîne une augmentation du niveau de bruit émis par la turbomachine 10. En effet, le bruit généré par les rangées annulaires de pales 18 non carénées se propage en champs libre. Une cause principale du bruit émis est liée à des structures tourbillonnaires 19 générées dans l’écoulement d’air au niveau des extrémités radialement externes libres des pales 18 de la rangée annulaire amont 14 qui impactent les pales 18 de la rangée annulaire aval 16. [0010] Un niveau de bruit trop important est préjudiciable au confort des passagers de l’aéronef sur lequel est installée la turbomachine. De plus, les normes actuelles imposent un seuil maximum de bruit, notamment en zone proche du sol, c'est-à-dire lors des phases de décollage et d’atterrissage. Une solution connue pour réduire le niveau de bruit émis consiste à diminuer uniformément la dimension radiale de chaque pale 18 de la rangée annulaire aval 16. Ainsi, comme représenté à la figure 3, l’extrémité radialement externe de chaque pale 18 de la rangée annulaire amont 14 est inscrite dans un premier cercle 20 centré sur l’axe longitudinal X et l’extrémité radialement externe de chaque pale 18 de la rangée annulaire aval 16 est inscrite dans un second cercle 22 centré sur l’axe longitudinal X, le rayon Re2 du second cercle 22 étant inférieur au rayon Re1 du premier cercle 20. De cette manière, l’impact des tourbillons 19 formés au niveau des extrémités radialement externes des pales 18 de la rangée annulaire amont 14 sur les pales 18 de la rangée annulaire aval 16 est limitée est limité en ce que ces tourbillons passent radialement à l’extérieur des pales 18 de la rangée annulaire aval 16. Cette solution est appelée « clipping », ou « cropping » ou « troncature » ou encore « écrêtage », des pales 18 de la rangée annulaire aval 16.
[0011] Toutefois, cette solution est limitée en ce que la réduction de la dimension des pales 18 de la rangée annulaire aval 16 engendre une diminution du rendement de la turbomachine 10.
[0012] En outre, la solution actuelle ne présente pas entière satisfaction en ce qu’elle permet une réduction efficace du bruit uniquement dans une configuration isolée de la turbomachine et à incidence nulle. En effet, la présence d’éléments environnants (mât, fuselage, etc.), une incidence non nulle du flux d’air perçu par la turbomachine 10 et la forme des pales 18 de la rangée annulaire amont 14 modifient la contraction et l'axisymétrie autour de l’axe longitudinal X de l’écoulement d’air en aval de la rangée annulaire amont 14 et/ou la taille des tourbillons 19 présents dans l’écoulement d’air en aval de la rangée annulaire amont 14 de sorte que la troncature des pales 18 de la rangée annulaire aval 16 ne prévient plus de l’interaction entre les pales 18 de la rangée annulaire aval 16 et les tourbillons 19 formés par les pales 18 de la rangée annulaire amont 14.
[0013] La présente description vise à proposer une solution à ces inconvénients.
Résumé [0014] A ce stade, il est d’emblée précisé que, même si l’art antérieur qui précède est donc relatif à une turbomachine de type « Open Rotor », la solution de l’invention s’applique à tout propulseur aéronautique, dès lors que la problématique précitée n’est pas nécessairement spécifique au type de propulseur aéronautique précité.. Un « Open Rotor » de type CROR « Counter-Rotating Open Rotor » n’est pas exclu.
[0015] Dans ce cadre, il est donc ici, et de façon générale, proposé un propulseur aéronautique d’axe longitudinal comprenant un moyeu et au moins deux rangées annulaires de pales non carénées comprenant une rangée annulaire amont et une rangée annulaire aval espacées l’une de l’autre suivant ledit axe longitudinal, la rangée annulaire amont étant mobile en rotation autour de l’axe longitudinal, ladite rangée annulaire aval comprenant au moins une première pale et une deuxième pale s’étendant chacune selon une direction radiale depuis le moyeu de sorte à définir une dimension radiale entre ledit moyeu et une extrémité radialement externe de la pale respective, caractérisé en ce que, angulairement autour de l’axe longitudinal : - la première pale est positionnée plus près d’une position angulaire à 12H ou d’une position angulaire à 6H que ne l’est la deuxième pale, et
- la deuxième pale est positionnée plus près d’une position angulaire à 3H ou d’une position angulaire à 9H que ne l’est la première pale ; et en ce que la dimension radiale de la première pale est supérieure à la dimension radiale de la deuxième pale.
[0016] Une telle configuration permet de réduire l’impact des tourbillons formés au niveau de l’extrémité radialement externe des pales de la rangée annulaire amont sur la deuxième pale de la rangée annulaire aval. La solution est en outre particulièrement avantageuse en ce qu’il a été observé que les tourbillons formés par les pales de la rangée annulaire amont sont généralement de plus grande taille au niveau des positions angulaires à 3H et à 9H dans le sillage aval de la rangée annulaire amont. Le niveau de bruit d’interaction (i.e. le bruit engendré par l’interaction du sillage des pales de la rangée annulaire amont sur les pales de la rangée annulaire aval) émis par le propulseur aéronautique est donc davantage réduit. Aussi, une telle configuration permet une réduction du bruit émis à proximité de la cabine de l’aéronef sur lequel est monté le propulseur aéronautique et en zone proche du sol, c'est-à-dire lors des phases de décollage et d’atterrissage. On accroît ainsi le confort des passagers et on limite les émissions sonores en champ libre. En outre, la dimension radiale de la première pale peut être plus importante, notamment vis-à-vis de la solution de « clipping » connue de l’état de la technique, augmentant ainsi les performances du propulseur aéronautique sans augmenter, voire même en réduisant, le niveau sonore émis par le propulseur aéronautique. [0017] Contrairement à la configuration connue qui est adaptée à un propulseur aéronautique de type CROR, la solution présente l’avantage d’être particulièrement adaptée à un propulseur aéronautique de type USF.
[0018] Le terme « non carénée » utilisé en référence à la rangée annulaire amont et à la rangée annulaire aval indique que les extrémités libres des pales de la rangée annulaire amont et des pales de la rangée annulaire aval ne sont pas entourées par une nacelle, contrairement aux propulseurs aéronautiques classiques dans lesquels la soufflante est carénée à l’intérieure d’une nacelle.
[0019] La rangée annulaire aval peut être fixe autour de l’axe longitudinal. Autrement dit, les pales de la rangée annulaire aval peuvent ne pas être entraînées en rotation autour de l’axe longitudinal.
[0020] Il pourra être noter que vis-à-vis notamment du document US 2017/274993, qui a déjà fait une proposition dans le cadre général précité, la solution ci-avant est non-évidente, notamment du fait que US 2017/274993 incite l’homme du métier à s’éloigner de la solution revendiquée en utilisant un propulseur aéronautique dans lequel la rangée annulaire amont et la rangée annulaire aval sont toutes les deux entraînées en rotation autour de l’axe. En effet, selon le mode de réalisation de la figure 13 de US 2017/274993, pour obtenir une réduction du bruit émis par le propulseur, il apparaît nécessaire que les pales des rangées annulaires amont et aval soient entraînées en rotation selon un même sens de rotation et qu’elles soient en alignement de phase (voire. g. le paragraphe [0099] de US 2017/274993). Par conséquent, l’homme du métier ne serait pas incité à modifier le propulseur aéronautique décrit dans ce mode de réalisation de la figure 13 de US 2017/274993 pour rendre la rangée annulaire aval fixe autour de l’axe longitudinal et ainsi s’orienter vers la solution revendiquée. [0021] Cela n’exclut pas que les pales de la rangée annulaire aval peuvent être à calage variable. Les pales de la rangée annulaire amont et/ou de la rangée annulaire aval peuvent être à calage variable. Chaque pale peut ainsi être ajustée en rotation autour d’un axe de changement de calage respectif qui s’étend radialement. Il est ainsi possible d’adapter le calage des pales du propulseur aéronautique selon le fonctionnement du propulseur aéronautique et la phase de vol pour améliorer les performances aéronautiques. Le moyeu peut aussi comprendre un système de variation du calage des pales adapté pour varier l’incidence des pales autour de l’axe de changement de calage respectif selon la phase de vol.
[0022] Chaque pale de la rangée annulaire amont peut s’étendre selon une direction radiale depuis le moyeu de sorte à définir une dimension radiale entre ledit moyeu et une extrémité radialement externe de la pale considérée, la dimension de chacune des pales de la rangée annulaire amont étant supérieure à la dimension radiale de la première pale de la rangée annulaire aval. Autrement dit, la première pale de la rangée annulaire aval peut être tronquée par rapport aux pales de la rangée annulaire amont. On limite ainsi l’impact des tourbillons formés au niveau de l’extrémité radialement externe des pales de la rangée annulaire amont sur la première pale de la rangée annulaire aval et de fait également sur la deuxième pale de la rangée annulaire aval. On entend par « pale tronquée » que la pale présente une dimension radiale réduite. Alternativement, il peut être prévu qu’au moins une pale de la rangée amont présente une dimension radiale supérieure à la dimension radiale de la première pale de la rangée annulaire aval. Alternativement encore, il peut être prévu qu’au moins une pale de la rangée annulaire amont présente une dimension radiale supérieure à la dimension radiale de chacune des pales de la rangée annulaire aval.
[0023] La dimension radiale d’une pale est mesurée entre une extrémité radialement interne de la pale, celle-ci étant située au niveau du (c’est-à-dire la plus proche du) moyeu du propulseur aéronautique, et une extrémité radialement externe de la pale. L’extrémité radialement interne d’une pale peut être, longitudinalement, au niveau d’un bord d’attaque de la pale ou niveau de l’axe de changement de calage de la pale considérée. La position angulaire de chaque pale autour de l’axe longitudinal peut être repérée par la position angulaire autour de l’axe longitudinal de l’extrémité interne de la pale respective. L’extrémité radialement interne d’une pale est aussi appelée « pied de pale ». Une position angulaire de chaque pale autour de l’axe longitudinal peut être repérée par la position angulaire autour de l’axe longitudinal de l’extrémité interne de la pale respective. L’extrémité radialement externe de la pale est l’extrémité opposée à l’extrémité radialement interne. L’extrémité radialement externe de la pale peut être l’extrémité libre de la pale. L’extrémité radialement interne et l’extrémité radialement externe de chacune des pales peuvent être radialement alignées, i.e. au niveau d’une même position longitudinale. Il n’est pas exclu que l’extrémité radialement interne et l’extrémité radialement externe de chacune des pales peuvent être longitudinalement décalées l’une par rapport à l’autre.
[0024] La première pale et la deuxième pale peuvent présenter chacune un rayon radialement externe définit par ladite extrémité radialement externe, le rayon radialement externe de la première pale étant supérieur au rayon radialement externe de la deuxième pale. Le rayon radialement externe d’une pale peut être considéré comme la distance radiale à l’axe longitudinal du point d’extrémité radialement externe de ladite pale. En d’autres termes, il s’agit du rayon maximal de la pale. [0025] La première pale et la deuxième pale peuvent présenter chacune un rayon radialement interne. Le rayon radialement interne d’une pale peut être considéré comme la distance radiale à l’axe longitudinal d’un point d’extrémité radialement interne de la pale. Chaque pale peut être fixée au moyeu du propulseur aéronautique au niveau de l’extrémité radialement interne. Chaque pale peut être fixée au moyeu à proximité du bord d’attaque en pied de pale ou à proximité de l’axe de changement de calage en pied de pale. [0026] La première pale et la deuxième pale de la rangée annulaire aval peuvent être circonférentiellement consécutives. Alternativement, une (ou plusieurs) pale(s) peut(vent) être circonférentiellement interposée(s) entre la première pale et la deuxième pale.
[0027] L’extrémité radialement externe de chacune des pales de la rangée annulaire amont est inscrite dans une enveloppe externe de la rangée annulaire amont. De même, l’extrémité radialement externe de chacune des pales de la rangée annulaire aval est inscrite dans une enveloppe externe de la rangée annulaire aval. L’enveloppe externe de la rangée annulaire amont peut entourer l’enveloppe externe de la rangée annulaire aval lorsque celles-ci sont projetées dans un plan de projection commun qui est normal à l’axe longitudinal. [0028] Une projection dans un plan normal à l’axe longitudinal de l’enveloppe externe de la rangée annulaire amont peut définir un cercle centré sur l’axe longitudinal. Le cercle défini par la projection de l’enveloppe externe de la rangée annulaire amont dans un plan normal à l’axe longitudinal peut présenter un diamètre qui représente le diamètre externe du propulseur aéronautique. [0029] Une projection dans un plan normal à l’axe longitudinal de l’enveloppe externe de la rangée annulaire aval peut définir un cercle dont le centre est désaxé de l’axe longitudinal selon la direction de l’axe passant par les positions angulaires à 3H et 9H. En d’autres termes, le centre géométrique de la projection de l’enveloppe externe de la rangée annulaire aval (le centre du cercle si la projection de l’enveloppe externe définit un cercle) peut être décalé de l’axe longitudinal selon la direction de l’axe passant par les positions angulaires à 3H et à 9H. La distance radiale entre le centre du cercle défini par la projection de l’enveloppe externe de la rangée annulaire aval et l’axe longitudinal peut être comprise entre 1/200ème et 1/5ème du diamètre du cercle défini par la projection de l’enveloppe externe de la rangée annulaire amont. [0030] Une projection dans un plan normal à l’axe longitudinal de l’enveloppe externe de la rangée annulaire aval peut définir une forme de haricot ou une forme ovale.
[0031] Le moyeu peut présenter, au niveau de la rangée annulaire aval, une section normale à l’axe longitudinal ayant une forme de cercle centré sur l’axe longitudinal. Le moyeu peut présenter une ouverture disposée, en tout ou partie, longitudinalement entre la rangée annulaire amont et la rangée annulaire aval. L’ouverture peut être annulaire autour de l’axe longitudinal. L’ouverture peut être destinée à former une entrée d’air du flux interne du propulseur aéronautique. Aussi, le rayon radialement externe du moyeu peut au niveau de la rangée annulaire aval peut être supérieur au rayon radialement externe du moyeu au niveau de la rangée annulaire amont. Le rayon radialement externe du moyen au niveau de la rangée annulaire amont et de la rangée annulaire aval peut respectivement coïncider avec le rayon radialement interne respectivement des pales de la rangée annulaire amont et de la rangée annulaire aval.
[0032] La rangée annulaire aval peut comporter au moins un groupe de pales ayant la même dimension radiale, dont au moins un premier groupe comprenant une pluralité de premières pales et/ou un deuxième groupe comprenant une pluralité de deuxièmes pales. Alternativement, la rangée annulaire aval peut comporter au moins un groupe de pales ayant le même rayon radialement externe, dont au moins un premier groupe comprenant une pluralité de premières pales et/ou un deuxième groupe comprenant une pluralité de deuxièmes pales. La rangée annulaire aval peut comprendre k groupe(s) de pales avec k un entier supérieur ou égal à 1. On limite ainsi le nombre de pales différentes à fabriquer, permettant de réduire les coûts associés à la fabrication d’un tel propulseur aéronautique.
[0033] Les pales dudit au moins un groupe de pales peuvent être disposées circonférentiellement de manière contigüe dans un secteur angulaire autour de l’axe longitudinal. Autrement dit, les pales de chaque groupe de pales peuvent être toutes consécutives deux à deux dans ledit secteur angulaire autour de l’axe longitudinal. On réduit encore les coûts de fabrication du propulseur aéronautique.
[0034] En d’autres termes encore, chaque groupe de pales peut être associé à au moins un secteur angulaire autour de l’axe longitudinal de manière à former un secteur angulaire constitué de pales dudit groupe considéré. Il peut donc être prévu plusieurs secteurs angulaires de pales circonférentiellement adjacents les uns aux autres, chaque secteur angulaire comprenant des pales ayant une dimension radiale donnée ou un rayon radialement externe donné, différente de la dimension radiale, respectivement du rayon radialement externe, des pales d’un secteur adjacent.
[0035] La rangée annulaire aval peut comprendre une première étendue angulaire de pales centrée sur la position angulaire à 3H ou sur la position angulaire à 9H et une seconde étendue angulaire de pales centrée sur la position angulaire à 12H ou sur la position angulaire à 6H, la dimension radiale moyenne des pales de la première étendue angulaire étant inférieure à la dimension radiale moyenne des pales de la seconde étendue angulaire. Chaque étendue angulaire peut s’étendre sur une plage angulaire inférieure ou égale à 135°. Chaque étendue angulaire peut encore s’étendre sur une plage angulaire inférieure ou égale à 90°.
[0036] La rangée annulaire aval peut comprendre au moins une paire de pales dont le positionnement angulaire autour de l’axe longitudinal est symétrique par rapport à un plan de symétrie comprenant l’axe longitudinal et un axe passant par les positions angulaires à 6H et à 12H, les pales de ladite paire de pales présentant des paramètres géométriques identiques, notamment une même dimension radiale. La rangée annulaire aval peut être symétrique par rapport au plan de symétrie. Il est entendu par « symétrique » que, pour chaque pale de la rangée annulaire aval positionnée angulairement autour de l’axe longitudinal selon un angle mesuré autour de l’axe longitudinal dans le sens horaire par rapport à la position angulaire à 12H et compris entre 0° et 180° exclus, la rangée annulaire aval comprend une autre pale positionnée angulairement autour de l’axe longitudinal selon un angle opposé (i.e. le même angle mais mesuré autour de l’axe longitudinal dans le sens anti-horaire) et présentant des paramètres géométriques identiques. En particulier, les pales de la rangée annulaire aval positionnées angulairement autour de l’axe longitudinal, respectivement, selon les angles opposés par rapport à la position à 12H peuvent présenter une même dimension radiale.
[0037] Par exemple, la rangée annulaire aval peut comprendre entre 2 et 25 pales. Le nombre de pales de la rangée annulaire amont peut être différent du nombre de pales de la rangée annulaire aval. Cela permet de minimiser encore le niveau de bruit émis par le propulseur aéronautique.
[0038] La solidité de la rangée annulaire aval, définie comme le rapport entre la corde, et l’espacement entre deux pales circonférentiellement consécutives dans la direction circonférentielle, peut être inférieure à 3 sur l’ensemble de la dimension de radiale de chaque pale. En particulier, dans un mode de réalisation privilégié, la solidité est inférieure à 1 au niveau de l’extrémité radialement externe des pales.
[0039] Le rapport entre la distance dans la direction longitudinale entre un plan médian normal à l’axe longitudinal respectif de chaque rangée annulaire, et le diamètre du propulseur aéronautique peut varier entre 0,01 et 0,8. Le plan médian normal à l’axe longitudinal respectif de chaque rangée annulaire peut être le plan contenant l’axe de changement de calage respectif de chacune des pales de la rangée annulaire correspondante. Le bord de fuite de chacune des pales de la rangée annulaire amont est ici situé longitudinalement en amont d’un bord d’attaque de chacune des pales de la rangée annulaire aval. Ainsi, on limite, voire on évite, des interférences entre les rangées annulaires amont et aval. [0040] La première pale et la deuxième pale peuvent être chacune positionnée dans une zone angulaire comprise entre (délimitée par) la position angulaire à 12H et la position angulaire à 6H prise dans un sens horaire ou un sens anti-horaire. La rangée annulaire aval peut comprendre une troisième pale qui présente une dimension radiale supérieure à la dimension radiale de la deuxième pale, et la troisième pale peut être positionnée angulairement autour de l’axe longitudinal dans la même zone angulaire que la première pale et la deuxième pale, la deuxième pale étant disposée circonférentiellement entre la première pale et la troisième pale. La troisième pale n’est pas nécessairement directement adjacente de la deuxième pale. C'est-à-dire, la deuxième pale et la troisième pale ne sont pas nécessairement circonférentiellement consécutives. Une (ou plusieurs) pale(s) peut(vent) être circonférentiellement interposée(s) entre la deuxième pale et la troisième pale.
[0041] La première pale peut être située d’un côté d’un premier plan comprenant l’axe longitudinal et un axe passant par la position angulaire à 3H et la position angulaire à 9H et la troisième pale peut être située de l’autre côté du premier plan. Autrement dit, la première pale et la troisième pale peuvent être situées de part et d’autre du premier plan.
[0042] La dimension radiale de la troisième pale peut être inférieure à la dimension radiale de la première pale.
[0043] Selon un mode de réalisation particulier, la première pale peut être positionnée angulairement autour de l’axe longitudinal dans une zone angulaire comprise entre (délimitée par) une position angulaire à 12H et une position angulaire à 6H prise dans un sens horaire ou un sens anti-horaire, et la deuxième pale peut être positionnée angulairement autour de l’axe longitudinal dans ladite zone angulaire, entre la première pale et un premier plan comprenant l’axe longitudinal et un axe passant par la position angulaire à 3H et la position angulaire à 9H.
[0044] Selon une autre formulation équivalente, la première pale peut être située, angulairement autour de l’axe longitudinal, soit dans une première zone angulaire comprise entre la position angulaire à 12H et la position angulaire à 6H comprenant la position angulaire à 3H, soit dans une seconde zone angulaire comprise entre la position angulaire à 12H et la position angulaire à 6H comprenant la position angulaire à 9H, la deuxième pale étant située, angulairement autour de l’axe longitudinal, dans la même zone angulaire que la première pale, respectivement, soit entre la première pale et la position angulaire à 3H, soit entre la première pale et la position angulaire à 9H. La première zone angulaire et la seconde zone angulaire correspondent chacune à une moitié du cadran horaire défini autour de l’axe longitudinal. Chacune de la première zone angulaire et de la seconde zone angulaire est comprise entre (délimitée par) la position angulaire à 12H et la position angulaire à 6H, la première zone angulaire incluant la position angulaire à 3H et la seconde zone angulaire incluant la position angulaire à 9H.
[0045] La rangée annulaire amont et la rangée annulaire aval peuvent être situées au niveau d’une portion d’extrémité amont du propulseur aéronautique dans la direction longitudinale ou au niveau d’une portion d’extrémité aval du propulseur aéronautique dans la direction longitudinale. Le propulseur aéronautique peut avoir une configuration dite « puller » ou une configuration dite « pusher ». Dans la configuration puller, la rangée annulaire amont et la rangée annulaire aval peuvent entourer une section des compresseurs ou du boîtier de réduction de vitesse du propulseur aéronautique. Dans la configuration pusher, la rangée annulaire amont et la rangée annulaire aval peuvent entourer une section des turbines du propulseur aéronautique.
[0046] Selon un autre aspect, il est décrit un ensemble propulsif pour un aéronef, comportant un propulseur aéronautique tel que décrit ci-avant et un pylône de fixation du propulseur aéronautique à l’aéronef, le pylône de fixation étant reliée à l’une des pales de la rangée annulaire aval de sorte à former un ensemble aérodynamique unique.
[0047] Selon un autre aspect, il est décrit un aéronef comprenant un propulseur aéronautique tel que décrit ci-avant.
Brève description des dessins
[0048] D’autres caractéristiques, détails et avantages apparaîtront à la lecture de la description détaillée ci-après, et à l’analyse des dessins annexés, sur lesquels :
[0049] Figure 1 est une vue schématique partielle en coupe d’une turbomachine à soufflante non carénée de la technique antérieure selon une première configuration ;
[0050] Figure 2 est une vue schématique d’une turbomachine à soufflante non carénée de la technique antérieure selon une deuxième configuration ;
[0051] Figure 3 est une vue schématique illustrant une rangée annulaire de pales fixes non carénées de la turbomachine de la figure 1 dans le plan de coupe l-l ;
[0052] Figure 4 est une vue schématique partielle en coupe d’une turbomachine à soufflante non carénée selon la présente description, dans une configuration « pusher » ;
[0053] Figure 5 est une vue schématique illustrant une rangée annulaire de pales fixes non carénées de la turbomachine de la figure 4 dans le plan de coupe IV-IV, selon un premier mode de réalisation de la présente description ; [0054] Figure 6 est une vue schématique illustrant une rangée annulaire de pales fixes non carénées de la turbomachine de la figure 4 dans le plan de coupe IV-IV, selon un deuxième mode de réalisation de la présente description ;
[0055] Figure 7 est une vue schématique illustrant une rangée annulaire de pales fixes non carénées de la turbomachine de la figure 4 dans le plan de coupe IV-IV, selon un troisième mode de réalisation de la présente description ;
[0056] Figure 8 est une vue schématique illustrant une rangée annulaire de pales fixes non carénées de la turbomachine de la figure 4 dans le plan de coupe IV-IV, selon un quatrième mode de réalisation de la présente description ;
[0057] Figure 9 est une vue schématique illustrant une rangée annulaire de pales fixes non carénées de la turbomachine de la figure 4 dans le plan de coupe IV-IV, selon un cinquième mode de réalisation de la présente description ;
[0058] Figure 10 est une vue schématique illustrant une rangée annulaire de pales fixes non carénées de la turbomachine de la figure 4 dans le plan de coupe IV-IV, selon un sixième mode de réalisation de la présente description ;
[0059] Figure 11 est une vue schématique illustrant une rangée annulaire de pales fixes non carénées de la turbomachine de la figure 4 dans le plan de coupe IV-IV, selon un septième mode de réalisation de la présente description ;
[0060] Figure 12 est une vue schématique illustrant une rangée annulaire de pales fixes non carénées de la turbomachine de la figure 4 dans le plan de coupe IV-IV, selon un huitième mode de réalisation de la présente description ;
[0061] Figure 13 est une vue schématique d’une turbomachine à soufflante non carénée de la présente description, dans une configuration « puller » ;
[0062] Figure 14 est une vue schématique d’une turbomachine à soufflante non carénée de la présente description selon une variante de réalisation ;
[0063] Figure 15 est une vue schématique d’une turbomachine à soufflante non carénée de la présente description selon une autre variante de réalisation ;
[0064] Figure 16 représente une vue schématique d’un propulseur aéronautique quelconque selon la présente description.
Description des modes de réalisation
[0065] Il est maintenant fait référence à la figure 4. La figure 4 représente, en coupe, une turbomachine 10 d’axe longitudinal X qui comporte, d’amont en aval à l’intérieur du carter moteur, un (ou des) compresseur(s) 2, une (ou des) chambre(s) de combustion 4, une (ou des) turbine(s) 6 et une (ou des) tuyère(s) d’échappement 8.
[0066] La turbomachine 10 comprend un moyeu 12 et deux rangées annulaires de pales 18 non carénées dont une rangée annulaire amont 14, et une rangée annulaire aval 16. La rangée annulaire amont 14 et la rangée annulaire aval 16 sont espacées l’une de l’autre suivant l’axe longitudinal X. La rangée annulaire amont 14 est mobile en rotation autour de l’axe longitudinal X et la rangée annulaire aval 16 est fixe autour de l’axe longitudinal X. Autrement dit, la rangée annulaire aval 16 n’est pas entraînée en rotation autour de l’axe longitudinal X. Cela n’exclut pas que chaque pale 18 de la rangée annulaire aval 16 peut être à calage variable comme il sera vu plus loin. En outre, selon une alternative non représentée, la rangée annulaire aval 16 peut être mobile en rotation autour de l’axe longitudinal X. En d’autres termes, la rangée annulaire amont 14 est de type rotorique et la rangée annulaire est ici de type statorique. Le sens de rotation de la rangée annulaire amont n’est pas déterminant ici. La rangée annulaire amont peut être entraînée en rotation dans un horaire ou anti-horaire vu de l’amont par exemple. Dans la configuration de la figure 4, la rangée annulaire amont 14 de pales non carénées est entraînée en rotation autour de l’axe longitudinal X par la (ou les) turbine(s) 6 qui entraîne(nt) elle(s)-même(s) le(ou les) compresseur(s) 2. Au surplus, il peut être prévu un boitier de réduction de vitesse (ou « gearbox » en anglais) entre la (ou les) turbine(s) 6 et la rangée annulaire amont 14. Selon une application, la turbomachine peut présenter une poussée compris entre 1000 et 90000 livres, de préférence entre 2500 et 50000 livres en phase de croisière ou en phase de décollage.
[0067] Les pales 18 de la rangée annulaire amont 14 et/ou de la rangée annulaire aval 16 peuvent être à calage variable. Il est ainsi possible d’adapter le calage des pales 18 de la turbomachine 10 selon le point de fonctionnement de la turbomachine 10 ou la phase de vol. Il peut être prévu un système de changement de calage intégré au moyeu afin d’adapter l’incidence des pales pour chaque phase de vol. Chaque pale peut ainsi être ajustée en rotation autour d’un axe de changement de calage respectif selon les phases et les conditions de vols. L’axe de changement de calage de chacune des pales est un axe s’étendant radialement et position longitudinalement au niveau d’une portion médiane de la pale respective. L’axe de changement de calage de chacune des pales 18 de la rangée annulaire aval 16 visibles sur la figure 4 coïncide avec un axe passant par des positions angulaires à 3H et à 9H autour de l’axe longitudinal de la rangée annulaire aval.
[0068] Dans la suite de la description, les qualificatifs d’orientation, tels que « longitudinal », « radial » ou « circonférentiel », sont définis par référence à l’axe longitudinal X de la turbomachine 10. La direction longitudinale correspond ici à la direction d’avancement de la turbomachine. En particulier, la direction longitudinale peut coïncider avec une direction horizontale, i.e. perpendiculaire au champ de pesanteur. Les qualificatifs relatifs « amont » et « aval » sont définis l’un par rapport à l’autre en référence à l’écoulement des gaz dans la turbomachine 10 dans la direction longitudinale. La position angulaire de chacune des pales 18 autour de l’axe longitudinal X est repérée par rapport à un cadran horaire (ici vu de l’amont par exemple) dont les positions angulaires à 12H, 3H, 6H et 9H sont positionnées de manière conventionnelle. La position angulaire à 12H est donc positionnée verticalement vers le haut par rapport à l’axe longitudinal X et la position angulaire à 6H est positionnée verticalement vers le bas par rapport à l’axe longitudinal X. La position angulaire à 3H est positionnée horizontalement vers la droite par rapport à l’axe longitudinal X et la position angulaire à 6H est positionnée horizontalement vers la gauche par rapport à l’axe longitudinal X. Un axe s’étendant radialement en passant par les positions angulaires à 12H et à 6H est ainsi perpendiculaire à un axe s’étendant radialement en passant par les positions angulaires à 3H et à 9H. Les qualificatifs de position absolue, tels que les termes « haut », « bas », « gauche », « droite », « latérale », etc., ou de position relative, tels que les termes « dessus », « dessous », « supérieure », « inférieur », etc., et les qualificatifs d’orientation, tels que les termes « vertical » et « horizontal » font ici référence à l’orientation des figures et sont considérés dans un état opérationnel de la turbomachine 10, typiquement lorsque celle-ci est installée sur un aéronef posé au sol. Dans cet état de la turbomachine 10, l’axe passant par les positions angulaires à 12H et à 6H s’étend dans la direction du champ de pesanteur, soit verticalement. Il peut en revanche être déduit qu’un mouvement de roulis de l’aéronef en vol sur lequel est montée la turbomachine 10 sera de nature à provoquer une rotation des directions verticale et horizontale telles que considérées sur les figures autour de l’axe longitudinal X. De la même manière, un mouvement de roulis de l’aéronef en vol sur lequel est montée la turbomachine 10 sera de nature à provoquer une rotation de l’axe passant par les positions angulaires à 12H et 6H et de l’axe passant par les positions angulaires à 3H et 9H autour de l’axe longitudinal X. Une « zone latérale » de la turbomachine 10 fait référence à une zone qui est circonférentiellement au voisinage de la position angulaire à 3H ou de la position angulaire à 9H. De même, une « zone supérieure » et une « zone inférieure » de la turbomachine 10 font références, respectivement, à une zone qui est circonférentiellement au voisinage de la position angulaire à 12H et à une zone qui est circonférentiellement au voisinage de la position angulaire à 6H.
[0069] Chaque pale 18 de la rangée annulaire amont 14 et de la rangée annulaire aval 16 s’étend selon une direction radiale depuis le moyeu 12 de sorte à définir une dimension radiale entre ledit moyeu 12 et une extrémité radialement externe de la pale 18 respective. En d’autres termes, la dimension radiale de chaque pale 18 est mesurée entre une extrémité radialement interne de la pale 18 et une extrémité radialement externe de la pale 18, opposées l’une de l’autre. L’extrémité radialement interne de chaque pale 18 est située au niveau du moyeu 12 de la turbomachine 10. Chaque pale 18 peut notamment être fixée au moyeu 12 de la turbomachine 10 à l’extrémité radialement interne, au niveau de l’axe de changement de calage L’extrémité radialement externe de chaque pale 18 est ici une extrémité libre (i.e. non carénée).
[0070] En outre, chaque pale 18 de la rangée annulaire amont 14 et de la rangée annulaire aval 16 présente un rayon radialement interne respectivement Ri1, Ri2 considéré comme la distance radiale à l’axe longitudinal X de l’extrémité radialement interne de la pale 18, par exemple située au niveau du (c’est-à-dire la plus proche du) moyeu de la turbomachine. L’extrémité radialement interne est, dans la figure 4, à proximité de l’axe de changement de calage de la pale respective. L’extrémité radialement interne de chaque pale peut alternativement être à proximité du bord d’attaque en pied de pale. Chaque pale présente aussi un rayon radialement externe Re considéré comme la distance radiale à l’axe longitudinal X de l’extrémité radialement externe de ladite pale 18, c’est-à-dire, comme le rayon maximal de la pale.
[0071] Comme visible à la figure 5 qui représente la turbomachine de la figure 4 dans le plan de coupe IV-IV normal à l’axe longitudinal X, une extrémité radialement externe des pales 18 de la rangée annulaire amont 14 et de la rangée annulaire aval 16 sont inscrites, respectivement, dans une enveloppe externe 20 de la rangée annulaire amont 14 et une enveloppe externe 22 de la rangée annulaire aval 16. Ici, la projection, dans le plan de coupe IV-IV, de l’enveloppe externe 20 de la rangée annulaire amont 14 forme un cercle de rayon Re1 , ou encore de diamètre D, centré sur l’axe longitudinal X. Le diamètre D de la projection, dans le plan de coupe IV-IV, de l’enveloppe externe 20 de la rangée annulaire amont 14 peut représenter le diamètre externe de la turbomachine 10.
[0072] D’autre part, la dimension radiale de chaque pale 18 de la rangée annulaire aval 16 est inférieure à la dimension radiale de chacune des pales 18 de la rangée annulaire amont 14. En particulier, le rayon radialement externe de chaque pale 18 de la rangée annulaire aval 16 est inférieur au rayon radialement externe de chacune des pales 18 de la rangée annulaire amont 14. Ainsi, l’enveloppe externe 20 de la rangée annulaire amont 14 entoure l’enveloppe externe 22 de la rangée annulaire aval 16 lorsque celles-ci sont projetées dans un plan de projection commun qui est ici le plan de coupe IV-IV (plan perpendiculaire à l’axe longitudinal X). Chaque pale 18 de la rangée annulaire aval 16 présente donc une troncature par rapport aux pales 18 de la rangée annulaire amont 14 de manière à limiter l’impact des tourbillons formés au niveau de l’extrémité radialement externe des pales 18 de la rangée annulaire amont 14. Autrement dit encore, chaque pale 18 de la rangée annulaire aval 16 est tronquée par rapport aux pales 18 de la rangée annulaire amont 14.
[0073] La figure 5 représente un premier mode de réalisation de la rangée annulaire aval 16 dans lequel il peut être défini une première pale 18a et une deuxième pale 18b avec la première pale 18a positionnée angulairement autour de l’axe longitudinal X plus près de la position angulaire à 12H ou à 6H que ne l’est la deuxième pale 18b et avec la deuxième pale 18b positionnée, angulairement autour de l’axe longitudinal X, plus près de la position angulaire à 3H ou à 9H, de sorte que la dimension radiale de la première pale 18a soit supérieure à la dimension radiale de la deuxième pale 18b. Optionnellement, la première pale 18a et la deuxième pale 18b considérées peuvent être circonférentiellement consécutives.
[0074] Ainsi, la deuxième pale 18b de la rangée annulaire aval 16 présente une troncature plus importante que la première pale 18a et la troisième 18c pour réduire encore plus l’interaction des tourbillons formés au niveau de l’extrémité radialement externe des pales 18 de la rangée annulaire amont 14 sur la deuxième pale 18b de la rangée annulaire aval
16. De manière remarquable, la pale 18 de la rangée annulaire aval 16 présentant la dimension radiale minimale est située, angulairement autour de l’axe longitudinal X, à (ou à proximité de) la position angulaire à 3H, et à (ou à proximité de) la position angulaire à 9H. [0075] Ceci s’avère avantageux en qu’il a été constaté qu’en conditions de vol à incidence et/ou avec du vent de travers, les pales 18 de la rangée annulaire amont 14 présentent, en raison de leur forme incurvée, du sens de rotation et de l’incidence de l’écoulement, une charge plus importante lorsqu’elles sont situées, angulairement autour de l’axe longitudinal X, au voisinage de la position angulaire à 3H ou de la position angulaire à 9H. De ce fait, les pales 18 de la rangée annulaire amont 14 forment de plus grands tourbillons dans le sillage en aval lorsqu’elles sont situées, angulairement autour de l’axe longitudinal X, au voisinage de la position angulaire à 3H ou respectivement de la position angulaire à 9H. Dès lors, les pales 18 de la rangée annulaire aval 16 situées, angulairement autour de l’axe longitudinal X, au voisinage de la position angulaire à 3H, ou respectivement de la position angulaire à 9H, sont davantage soumises à des impacts avec des tourbillons 19 formés par les pales 18 de la rangée annulaire amont 14. Ainsi, la configuration de la rangée annulaire aval 16 telle que décrite ci-avant s’avère avantageuse en ce qu’elle permet de limiter, voire d’empêcher, l’impact de ces plus grands tourbillons sur les pales 18 de la rangée annulaire aval 16 situées, angulairement autour de l’axe longitudinal X, au voisinage de la position angulaire à 3H et de la position angulaire à 9H. [0076] En outre, la cabine de l’aéronef sur lequel est montée la turbomachine est classiquement en regard d’une zone au niveau de la position angulaire à 3H ou de la position angulaire à 9H de la turbomachine 10. Ainsi, une telle configuration de la rangée annulaire aval 16 permet une réduction du bruit émis à proximité de la cabine. On accroît ainsi le confort des passagers. Par ailleurs, la solution permet d’augmenter la dimension radiale des pales 18 de la rangée annulaire aval situées angulairement autour de l’axe longitudinal au voisinage de la position angulaire à 12H et/ou de la position angulaire à 6H par rapport à la solution de « clipping » connue de l’état de la technique, augmentant ainsi les performances de la turbomachine 10 sans augmenter, voire même en réduisant, le niveau sonore émis par la turbomachine 10.
[0077] En particulier, le premier mode de réalisation de la figure 5 est tel que pour toute première pale 18a positionnée angulairement autour de l’axe longitudinal X dans une zone angulaire Z1 , Z2 comprise entre la position angulaire à 12H et la position angulaire à 6H, il existe une deuxième pale 18b positionnée angulairement autour de l’axe longitudinal X dans la même zone angulaire Z1 , Z2 que la première pale 18a, entre la première pale 18a et un premier plan P1 comprenant l’axe longitudinal X et l’axe passant par la position angulaire à 3H et la position angulaire à 9H, de sorte que la dimension radiale de la première pale 18a soit supérieure à la dimension radiale de la deuxième pale 18b.
[0078] Selon une formulation équivalente, la première pale 18a est située, angulairement autour de l’axe longitudinal X, soit dans une première zone angulaire Z1 comprise entre la position angulaire à 12H et la position angulaire à 6H comprenant la position angulaire à 3H, soit dans une seconde zone angulaire Z2 comprise entre la position angulaire à 12H et la position angulaire à 6H comprenant la position angulaire à 9H. La deuxième pale 18b est alors comprise dans la même zone angulaire Z1, Z2 que la première pale 18a, respectivement, soit entre la première pale 18a et la position angulaire à 3H si la première pale est dans la première zone angulaire Z1, soit entre la première pale 18a et la position angulaire à 9H si la première pale est dans la seconde zone angulaire Z2. La première zone angulaire Z1 et la seconde zone angulaire Z2 correspondent chacune à une moitié du cadran horaire défini autour de l’axe longitudinal X, chaque moitié étant comprise entre la position angulaire à 12H et la position angulaire à 6H. La première zone angulaire Z1 comprend donc la position angulaire à 3H et la seconde zone angulaire Z2 comprend donc la position angulaire à 9H.
[0079] Il peut être défini une troisième pale 18c positionnée angulairement autour de l’axe longitudinal X dans la même zone angulaire Z1 , Z2 que la première pale 18a de sorte que la deuxième pale 18b est circonférentiellement entre la première pale 18a et la troisième pale 18c. La troisième pale 18c présente une dimension radiale supérieure à la dimension radiale de la deuxième pale 18b. Dans l’exemple représenté, la dimension radiale de la troisième pale 18c est inférieure à la dimension radiale de la première pale 18a. Alternativement, la dimension radiale de la troisième pale 18c peut être supérieure à la dimension radiale de la première pale 18a. Alternativement encore, la dimension radiale de la première pale 18a et la dimension radiale de la troisième pale 18c peuvent être égales. Optionnellement, la deuxième pale 18b et la troisième pale 18c peuvent être circonférentiellement consécutives. En particulier, la première pale et la troisième pale peuvent être situées de part et d’autre du premier plan P1.
[0080] La figure 5 illustre, parmi les pales 18 de la rangée annulaire aval 16, une combinaison particulière de la première pale 18a, de la deuxième pale 18b et de la troisième pale 18c. Toutefois, il n’est pas exclu que d’autres combinaisons de la première pale 18a, de la deuxième pale 18b et de la troisième pale 18c conformes aux dispositions décrites ci- avant soient possibles.
[0081] De manière remarquable, chaque pale 18 de la rangée annulaire aval 16 présente, dans l’exemple représenté, le même rayon radialement interne Ri2. Cela est dû au fait que le moyeu 12 est axisymétrique autour de l’axe longitudinal X au niveau de la rangée annulaire aval 16. Autrement dit, le moyeu 12 présente, au niveau de la rangée annulaire aval 16, une section normale à l’axe longitudinal X qui a une forme de cercle centré sur l’axe longitudinal X. Ainsi, la première pale 18a considérée précédemment de la rangée annulaire aval 16 présente une dimension radiale supérieure à la deuxième pale 18b précédemment considérée en ce que le rayon radialement externe de la première pale 18a est supérieur au rayon radialement externe de la deuxième pale 18b.
[0082] La rangée annulaire aval 16 comporte un premier groupe G1 de pales 18 et un deuxième groupe G2 de pales 18. Chacune des pales 18 du premier groupe G1 , respectivement du deuxième groupe G2, ont la même dimension radiale. Aussi, chacune des pales 18 du premier groupe G1, respectivement du deuxième groupe G2 sont disposées circonférentiellement de manière contigüe dans un secteur angulaire S1, S2 respectif autour de l’axe longitudinal X. On limite ainsi le nombre de pales 18 différentes à fabriquer, permettant ainsi de réduire les coûts associés à la fabrication d’une telle turbomachine 10. Bien entendu, le nombre de groupes de pales 18 n’est pas limité à 2. La rangée annulaire aval 16 peut comprendre k groupe(s) de pales 18 avec k un entier supérieur ou égal à 1.
[0083] Dans le mode de réalisation de la figure 5, le premier groupe G1 de pales 18 et le deuxième groupe G2 de pales 18 sont chacun associé à un secteur angulaire autour de l’axe longitudinal X de manière à former un secteur angulaire constitué de pales 18 dudit groupe G1 , G2 considéré. Le premier groupe G1 de pales 18 est ici associé à un premier secteur angulaire S1 centré sur la position angulaire à 12H. Le deuxième groupe G2 de pales 18 est associé à un deuxième secteur angulaire S2 centré sur la position angulaire à 6H. Le premier secteur S1 angulaire et le deuxième secteur angulaire S2 s’étendent ici chacun sur 90° dans l’exemple représenté. La rangée annulaire aval 16 comporte en outre une pluralité de groupes Gi de pales 18 comprenant deux pales 18 identiques qui sont disposées angulairement autour de l’axe longitudinal X, respectivement, selon un angle a et un angle -a, l’angle a étant mesuré autour de l’axe longitudinal X dans le sens horaire par rapport à la position angulaire à 12H. L’une des deux pales 18 de chaque groupe Gi est positionnée angulairement autour de l’axe longitudinal X dans un troisième secteur angulaire S3 centré sur la position angulaire à 3H et l’autre des deux pales 18 du groupe Gi considéré est positionnée angulairement autour de l’axe longitudinal X dans un quatrième secteur angulaire S4 centré sur la position angulaire à 9H. Le troisième secteur angulaire S3 et le quatrième secteur angulaire S4 s’étendent ici également sur 90°. Alternativement, les secteurs angulaires S1, S2, S3, S4 peuvent s’étendre indépendamment les uns des autres sur des plages angulaires supérieures ou inférieures à 90°.
[0084] De ce fait, la rangée annulaire aval 16 est symétrique par rapport à un plan de symétrie P comprenant l’axe longitudinal X et l’axe passant par les positions angulaires à 6H et à 12H. Il est entendu par « symétrique » que, pour chaque pale 18 de la rangée annulaire aval 16 positionnée angulairement autour de l’axe longitudinal X selon un angle a mesuré autour de l’axe longitudinal X dans le sens horaire par rapport à la position angulaire à 12H et compris entre 0° et 180° exclus, la rangée annulaire aval 16 comprend une autre pale 18 positionnée angulairement autour de l’axe longitudinal X selon un angle -a et présentant des paramètres géométriques identiques. En particulier, les pales 18 de la rangée annulaire aval 16 positionnées angulairement autour de l’axe longitudinal X, respectivement, selon un angle a et -a peuvent présenter une même dimension radiale. La position angulaire de chaque pale 18 autour de l’axe longitudinal X peut être repérée par un axe de changement de calage de la pale considérée, confondu ici avec un axe d’empilage de la pale considérée. Aussi, de manière équivalente dans l’exemple de la figure 5, la position angulaire de chaque pale 18 autour de l’axe longitudinal X peut être repérée par la position angulaire autour de l’axe longitudinal X de l’extrémité interne de la pale 18 considérée.
[0085] Les pales 18 du premier groupe G1 présentent une dimension radiale supérieure à la dimension radiale des pales 18 du deuxième groupe G2. Dans le cas présent, les pales 18 du premier groupe G1 présentent un rayon radialement externe supérieur au rayon radialement externe des pales 18 du deuxième groupe G2. La projection de l’enveloppe externe 22 de la rangée annulaire aval 16 dans le plan de coupe IV-IV présente donc une première portion en arc de cercle de rayon Re2a au niveau du premier secteur angulaire S1 et une deuxième portion en arc de cercle de rayon Re2b au niveau du deuxième secteur angulaire S2, le rayon Re2a de la première portion étant supérieur au rayon Re2b de la deuxième portion.
[0086] Selon un autre aspect, il peut être défini, pour la rangée annulaire aval 16, une première étendue angulaire de pales 18 centrée sur la position angulaire à 3H ou sur la position angulaire à 9H et une seconde étendue angulaire de pales 18 centrée sur la position angulaire à 12H ou sur la position angulaire à 6H, la dimension radiale moyenne des pales de la première étendue angulaire étant inférieure à la dimension radiale moyenne des pales de la seconde étendue angulaire. Par exemple, la première étendue angulaire de pales peut ici coïncider aux pales 18 du troisième secteur angulaire S3 ou du quatrième secteur angulaire S4 et la seconde étendue angulaire de pales peut coïncider aux pales du premier secteur angulaire S1 ou du second secteur angulaire S2.
[0087] Le nombre de pales 18 de rangée annulaire amont 14 peut être différent du nombre de pales 18 de la rangée annulaire aval 16. Cela permet de réduire encore plus le niveau de bruit émis par la turbomachine 10. Par exemple, la rangée annulaire aval 16 peut comprendre entre 2 et 25 pales 18. [0088] La solidité de la rangée annulaire aval 16, définie comme étant le rapport entre la corde et l’espacement dans la direction circonférentielle entre deux pales 18 circonférentiellement consécutives, peut être inférieure à 3 sur l’ensemble de la dimension radiale de chaque pale 18. En particulier, dans un mode de réalisation privilégié, la solidité est inférieure à 1 au niveau de l’extrémité radialement externe des pales 18. [0089] Le rapport entre, d’une part, la distance dans la direction longitudinale entre un plan médian normal à l’axe longitudinal X respectif de chaque rangée annulaire, et d’autre part, le diamètre D de la turbomachine 10 peut varier entre 0,01 et 0,8. Le plan médian normal à l’axe longitudinal X respectif de chaque rangée annulaire 14, 16 est le plan contenant l’axe de changement de calage de chacune des pales de la rangée annulaire 14, 16 correspondante. Le bord de fuite de chacune des pales 18 de la rangée annulaire amont 14 est situé longitudinalement en amont d’un bord d’attaque de chacune des pales 18 de la rangée annulaire aval 16. Ainsi, on limite, voire on évite, des interférences entre les rangées annulaires amont et aval.
[0090] La figure 6 représente un deuxième mode de réalisation de la rangée annulaire aval 16 qui diffère du premier mode de réalisation de la figure 5 en ce que la rangée annulaire aval 16 est dépourvue de symétrie par rapport au plan de symétrie P. En effet, une paire de pales 18 de la rangée annulaire aval 16 positionnées angulairement autour de l’axe longitudinal X, respectivement, dans le troisième secteur angulaire S3 et le quatrième secteur angulaire S4, selon un angle a et un angle -a, ne sont pas identiques. En particulier, une paire de pales 18 de la rangée annulaire aval 16 positionnées angulairement autour de l’axe longitudinal X, respectivement, dans le troisième secteur angulaire S3 et le quatrième secteur angulaire S4, selon un angle a et un angle -a présentent une dimension radiale différente l’une de l’autre. Dans le mode de réalisation de la figure 6, la projection de l’enveloppe externe 22 de la rangée annulaire aval 16 dans le plan de coupe IV-IV présente une forme de haricot.
[0091] La figure 7 représente un troisième mode de réalisation de la rangée annulaire aval 16 dans lequel la rangée annulaire aval 16 comprend uniquement un premier groupe G1 de pales 18 et un deuxième groupe G2 de pales 18. Autrement dit, chaque pale 18 de la rangée annulaire aval 16 est soit une pale 18 du premier groupe G1 , soit une pale 18 du deuxième groupe G2. Le premier secteur angulaire S1 associé au premier groupe G1 de pales 18 est centré sur la position angulaire à 3H et s’étend sur 260°. Le deuxième secteur angulaire S2 associé au deuxième groupe G2 de pales 18 est centré sur la position angulaire à 9H et s’étend sur 100°.
[0092] La figure 8 représente un quatrième mode de réalisation de la rangée annulaire aval 16 dans lequel la rangée annulaire aval comprend un premier groupe G1 de pales 18, un deuxième groupe G2 de pales 18, un troisième groupe G3 de pales 18. Chaque pale 18 du premier groupe G1 est située, angulairement autour de l’axe longitudinal X, dans un premier secteur angulaire S1 centré sur la position angulaire à 1 H30 et s’étendant sur 180°. Chaque pale 18 du deuxième groupe G2 est située, angulairement autour de l’axe longitudinal X, dans un deuxième secteur angulaire S2 centré sur la position angulaire à 6H et s’étendant sur 90°. Chaque pale 18 du troisième groupe G3 est située, angulairement autour de l’axe longitudinal X, dans à un troisième secteur angulaire S3 centré sur la position angulaire à 9H et s’étendant sur 90°. Comme représenté, la dimension radiale des pales 18 du premier groupe G1 est supérieure à la dimension radiale des pales 18 du deuxième groupe G2 et à la dimension radiale des pales 18 du troisième groupe G3. En outre, la dimension radiale des pales 18 du deuxième groupe G2 est supérieure à la dimension radiale des pales 18 du troisième groupe G3.
[0093] La projection de l’enveloppe externe 22 de la rangée annulaire aval 16 dans le plan de coupe IV-IV présente donc une portion en arc de cercle au niveau de chacun du premier groupe G1, deuxième groupe G2 et troisième groupe G3, ayant chacune respectivement un premier rayon Re2a, un deuxième rayon Re2b et un troisième rayon Re2c. La dimension radiale des pales 18 du premier groupe G1 est supérieure à la dimension radiale des pales 18 de chacun du deuxième groupe G2 et du troisième groupe G3. La dimension radiale des pales 18 du deuxième groupe G2 est supérieure à la dimension radiale des pales 18 du troisième groupe G3. Ainsi, les rayons respectifs des portions en arc de cercle de la projection de l’enveloppe externe 22 de la rangée annulaire aval 16 dans le plan de coupe IV-IV sont dans l’ordre, du plus grand au plus petit ; le premier rayon Re2a, le deuxième rayon Re2b et le troisième rayon Re2c.
[0094] La figure 9 représente un cinquième mode de réalisation de la rangée annulaire aval 16 dans lequel la rangée annulaire aval 16 comprend un premier groupe G1 de pales 18, un deuxième groupe G2 de pales 18, un troisième groupe G3 de pales 18 et un quatrième groupe G4 de pales 18. Chaque pale 18 du premier groupe G1 est située, angulairement autour de l’axe longitudinal X, dans un premier secteur angulaire S1 centré sur la position angulaire à 12H. Chaque pale 18 du deuxième groupe G2 est située, angulairement autour de l’axe longitudinal X, dans un deuxième secteur angulaire S2 centré sur la position angulaire à 6H. Chaque pale 18 du troisième groupe G3 est située, angulairement autour de l’axe longitudinal X, dans un troisième secteur angulaire S3 centré sur la position angulaire à 3H. Chaque pale 18 du quatrième groupe G4 est située, angulairement autour de l’axe longitudinal X, dans un quatrième secteur angulaire S4 centré sur la position angulaire à 9H. Chaque secteur angulaire S1 , S2, S3, S4 s’étend ici sur 90°. [0095] La projection de l’enveloppe externe 22 de la rangée annulaire aval 16 dans le plan de coupe IV-IV présente donc une portion en arc de cercle au niveau de chacun du premier groupe G1, deuxième groupe G2, troisième groupe G3 et quatrième groupe G4, ayant chacune respectivement un premier rayon Re2a, un deuxième rayon Re2b, un troisième rayon Re2c et un quatrième rayon Re2d. La dimension radiale des pales 18 du premier groupe G1 est supérieure à la dimension radiale des pales 18 de chacun du deuxième groupe G2, du troisième groupe G3 et du quatrième groupe G4. La dimension radiale des pales 18 du deuxième groupe G2 est supérieure à la dimension radiale des pales 18 de chacun du troisième groupe G3 et du quatrième groupe G4. Enfin, la dimension radiale des pales 18 du troisième groupe G3 est supérieure à la dimension radiale des pales 18 du quatrième groupe G4. Ainsi, les rayons respectifs des portions en arc de cercle de la projection de l’enveloppe externe 22 de la rangée annulaire aval 16 dans le plan de coupe IV-IV sont dans l’ordre, du plus grand au plus petit : le premier rayon Re2a, le deuxième rayon Re2b, le troisième rayon Re2c et le quatrième rayon Re2d.
[0096] La figure 10 représente un sixième mode de réalisation de la rangée annulaire aval 16 qui diffère du cinquième mode de réalisation de la figure 9 en ce que les pales 18 du troisième groupe G3 et les pales 18 du quatrième groupe G4 ont la même dimension radiale. Autrement dit, les portions en arc de cercle de la projection de l’enveloppe externe 22 de la rangée annulaire aval 16 dans le plan de coupe IV-IV associées au troisième groupe G3 de pales 18 et au quatrième groupe G4 de pales 18 ont le même rayon. Le troisième rayon Re2c et le quatrième rayon Re2d sont identiques. [0097] La figure 11 représente un septième mode de réalisation de la rangée annulaire aval qui diffère du sixième mode de réalisation de la figure 10 en ce que les pales 18 du premier groupe G1 et les pales 18 du deuxième groupe G2 ont la même dimension radiale. Autrement dit, les portions en arc de cercle de la projection de l’enveloppe externe 22 de la rangée annulaire aval 16 dans le plan de coupe IV-IV associées au premier groupe G1 de pales 18 et au deuxième groupe G2 de pales 18 ont le même rayon. Le premier rayon Re2a et le deuxième rayon Re2b sont identiques. De manière remarquable, la rangée annulaire aval 16 est ici symétrique par rapport au premier plan P1.
[0098] La figure 12 représente un huitième mode de réalisation de la rangée annulaire aval dans lequel la projection dans un plan de coupe IV-IV de l’enveloppe externe 22 de la rangée annulaire aval 16 défini un cercle de rayon Re2’ dont le centre est désaxé de l’axe longitudinal X selon la direction de l’axe passant par les positions angulaires à 3H et 9H. En d’autres termes, le centre du cercle défini par la projection de l’enveloppe externe 22 de la rangée annulaire aval 16 peut être décalé de l’axe longitudinal d’une distance L selon la direction de l’axe passant par les positions angulaires à 3H et à 9H. [0099] Pour chaque mode de réalisation, la rangée annulaire amont 14 et la rangée annulaire aval 16 peuvent être situées au niveau d’une portion d’extrémité amont de la turbomachine 10 dans la direction longitudinale, comme pour l’exemple de turbomachine 10 représenté à la figure 13. La turbomachine 10 a, dans ce cas, une configuration dite « puller ». En particulier, la rangée annulaire amont 14 et la rangée annulaire aval 16 peuvent entourer une section des compresseurs de la turbomachine 10 ou du boîtier de réduction de vitesse.
[0100] Alternativement, comme visible à la figure 4, la rangée annulaire amont 14 et la rangée annulaire aval 16 peuvent être situées au niveau d’une portion d’extrémité aval de la turbomachine 10 dans la direction longitudinale. La turbomachine 10 est alors dans une configuration dite « pusher ». La rangée annulaire amont 14 et la rangée annulaire aval 16 peuvent entourer une section des turbines de la turbomachine 10.
[0101] L’invention ne se limite pas aux seuls exemples décrits précédemment et est susceptible de nombreuses variantes.
[0102] Selon une variante représentée à la figure 14, bien que la dimension radiale de chaque pale 18 de la rangée annulaire aval 16 est inférieure à la dimension radiale de chacune des pales 18 de la rangée annulaire amont 14, il peut être prévu qu’une, ou plusieurs, pale(s) 18 de la rangée annulaire aval 16 présente un rayon radialement externe supérieur au rayon radialement externe de chacune des pales 18 de la rangée annulaire amont 14. En conséquence de quoi, cette (ces) pale(s) 18 de la rangée annulaire aval 16 présente un rayon radialement interne supérieur au rayon radialement interne de chacune des pales 18 de la rangée annulaire amont 14. Ceci peut être dû au fait que le moyeu 12 présente un rayon radialement externe plus grand au niveau de la rangée annulaire aval 16 qu’au niveau de la rangée annulaire amont 14. En d’autres termes, le moyeu 12 peut avoir une forme s’évasant vers l’aval. En raison de la contraction des lignes de courant du flux d’air circulant autour du moyeu 12 de la turbomachine 10, les tourbillons 19 formés au niveau de l’extrémité radialement externe de chacune des pales 18 de la rangée annulaire amont 14 n’impactent pas les pales 18 de la rangée annulaire aval 16, quand bien même ces dernières présentent un rayon radialement externe supérieur au rayon radialement externe de chacune des pales 18 de la rangée annulaire amont 14. [0103] La figure 15 représente une autre variante. La figure 15 représente un ensemble propulsif 24 pour un aéronef. L’ensemble propulsif 24 comporte une turbomachine 10 telle que décrite ci-avant et un pylône de fixation 26 de la turbomachine 10 à l’aéronef. Le pylône de fixation est relié à l’une des pales 18 de la rangée annulaire aval 16 de sorte à former un ensemble aérodynamique unique. A cet effet, le pylône de fixation 26 peut être relié à l’une des pales 18 de la rangée annulaire aval 16 par continuité de matière. Autrement dit, le pylône de fixation 26 peut être venu de matière avec l’une des pales 18 de la rangée annulaire aval 16. Alternativement, le pylône de fixation 26 peut être relié à l’une des pales 18 de la rangée annulaire aval 16 par l’intermédiaire d’un (ou plusieurs) moyen(s) de fixation. Le pylône de fixation 26 présente aussi un profil aérodynamique similaire à un profil aérodynamique des pales 18 de la rangée annulaire aval 16. Le pylône de fixation 26 présente donc le même effet sur le flux d’air issu de la rangée annulaire amont 14 que les pales 18 de la rangée annulaire aval 16. Un tel agencement permet de réduire davantage le bruit émis par la turbomachine 10.
[0104] Comme déjà noté, toute solution parmi celles qui précèdent peut aussi s’appliquer sur un autre propulseur aéronautique que ceux présentés à titre d’exemples non limitatifs sur les figures, par exemple un propulseur électrique, à hydrogène ou hybride. Dans ce cadre, la figure 16 schématise un propulseur aéronautique comprenant donc, autour des pales 18 des deux rangées annulaires amont 14 et aval 16 et coaxialement à l’axe longitudinal X.

Claims

Revendications
[Revendication 1] Propulseur aéronautique (10) d’axe longitudinal (X) comprenant un moyeu (12) et au moins deux rangées annulaires de pales (18) non carénées comprenant une rangée annulaire amont (14) et une rangée annulaire aval (16) espacées l’une de l’autre suivant ledit axe longitudinal (X), la rangée annulaire amont (14) étant mobile en rotation autour de l’axe longitudinal (X), ladite rangée annulaire aval (16) comprenant une série de pales incluant une première pale (18a) et une deuxième pale (18b) s’étendant chacune selon une direction radiale depuis le moyeu (12) de sorte à définir une dimension radiale entre ledit moyeu (12) et une extrémité radialement externe de la pale (18a ; 18b) respective, caractérisé en ce que, angulairement autour de l’axe longitudinal (X) :
- la première pale (18a) est positionnée plus près d’une position angulaire à 12H ou d’une position angulaire à 6H que ne l’est la deuxième pale (18b), et
- la deuxième pale (18b) est positionnée plus près d’une position angulaire à 3H ou d’une position angulaire à 9H que ne l’est la première pale (18b), et en ce que la dimension radiale de la première pale (18a) est supérieure à la dimension radiale de la deuxième pale (18b).
[Revendication 2] Propulseur aéronautique (10) selon la revendication 1 , dans lequel la rangée annulaire aval (16) est fixe autour de l’axe longitudinal (X).
[Revendication 3] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la première pale (18a) et la deuxième pale (18b) de la rangée annulaire aval (16) présentent chacune un rayon radialement externe passant par ladite extrémité radialement externe, le rayon radialement externe de la première pale (18a) étant supérieur au rayon radialement externe de la deuxième pale (18b).
[Revendication 4] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la première pale (18a) et la deuxième pale (18b) de la rangée annulaire aval (16) sont circonférentiellement consécutives.
[Revendication 5] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la rangée annulaire aval (16) comporte au moins un groupe (G1 ; G2 ; G3 ; G4 ; Gi) de pales (18) ayant la même dimension radiale, dont au moins un premier groupe comprenant une pluralité de premières pales (18a) et/ou un deuxième groupe comprenant une pluralité de deuxièmes pales (18b).
[Revendication 6] Propulseur aéronautique (10) selon la revendication précédente, dans lequel les pales (18) dudit au moins un groupe (G1 ; G2 ; G3 ; G4) de pales (18) sont disposées circonférentiellement de manière contigüe dans un secteur angulaire (S1 ; S2 ; S3 ; S4) autour de l’axe longitudinal (X).
[Revendication 7] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la rangée annulaire aval (16) comprend une première étendue angulaire de pales (18) centrée sur la position angulaire à 3H ou sur la position angulaire à 9H et une seconde étendue angulaire de pales (18) centrée sur la position angulaire à 12H ou sur la position angulaire à 6H, la dimension radiale moyenne des pales (18) de la première étendue angulaire étant inférieure à la dimension radiale moyenne des pales (18) de la seconde étendue angulaire.
[Revendication 8] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la rangée annulaire aval (16) comprend au moins une paire de pales (18) dont le positionnement angulaire autour de l’axe longitudinal (X) est symétrique par rapport à un plan de symétrie (P) comprenant l’axe longitudinal (X) et un axe passant par les positions angulaires à 6H et à 12H et dans lequel les pales (18) de ladite paire de pales présentent une même dimension radiale.
[Revendication 9] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la première pale (18a) et la deuxième pale (18b) sont chacune positionnée dans une zone angulaire (Z1 ; Z2) comprise entre la position angulaire à 12H et la position angulaire à 6H prise dans un sens horaire ou un sens anti- horaire, et dans lequel la rangée annulaire aval (16) comprend en outre une troisième pale
(18c) qui présente une dimension radiale supérieure à la dimension radiale de la deuxième pale (18b), la troisième pale (18c) étant positionnée angulairement autour de l’axe longitudinal (X) dans la même zone angulaire (Z1 ; Z2) que la première pale (18a) et la deuxième pale (18b), la deuxième pale (18b) étant disposée circonférentiellement entre la première pale (18a) et la troisième pale (18c).
[Revendication 10] Propulseur aéronautique (10) selon la revendication précédente, dans lequel la dimension radiale de la troisième pale (18c) est inférieure à la dimension radiale de la première pale (18a).
[Revendication 11] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la rangée annulaire amont (14) et la rangée annulaire aval (16) sont situées au niveau d’une portion d’extrémité amont du propulseur aéronautique (10) dans la direction longitudinale ou au niveau d’une portion d’extrémité aval du propulseur aéronautique (10) dans la direction longitudinale.
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