WO2024089373A1 - Aube directrice de turbomachine integrant un dispositif de distribution electrique - Google Patents

Aube directrice de turbomachine integrant un dispositif de distribution electrique Download PDF

Info

Publication number
WO2024089373A1
WO2024089373A1 PCT/FR2023/051696 FR2023051696W WO2024089373A1 WO 2024089373 A1 WO2024089373 A1 WO 2024089373A1 FR 2023051696 W FR2023051696 W FR 2023051696W WO 2024089373 A1 WO2024089373 A1 WO 2024089373A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
guide vane
connector
housing
plate
electrical cables
Prior art date
Application number
PCT/FR2023/051696
Other languages
English (en)
Inventor
Thibault DELESALLE
Sandra DEMRI
Original Assignee
Safran Nacelles
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 Nacelles filed Critical Safran Nacelles
Publication of WO2024089373A1 publication Critical patent/WO2024089373A1/fr

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/50—Control logic embodiments
    • F05D2270/52—Control logic embodiments by electrical means, e.g. relays or switches

Definitions

  • the invention relates to electrical distribution within aircraft turbomachines, and more particularly to a blade architecture comprising electricity routing elements.
  • FIG. 1 illustrates a classic architecture of a so-called extended fairing turbomachine 1.
  • the turbomachine 1 has an axis of revolution 2 on which is centered a nacelle fairing 3, a fan 4, a rectifier 5 and a central body 6.
  • the fan 4 comprises blades 7 rotating around the axis of revolution 2
  • the rectifier 5 comprises a crown of fixed vanes 8, called guide vanes, distributed around the axis of revolution 2, the crown of fixed vanes 8 being immobile.
  • the nacelle fairing 3 extends almost over the entire length of the turbomachine 1 in the direction of the axis of revolution 2.
  • the nacelle fairing 3 thus comprises a first portion 31 located upstream of the fan 4, a second portion 32 located around the fan 4 and the rectifier 5, and a third portion 33 located downstream of the rectifier 5.
  • climate change is a major concern for many legislative and regulatory bodies around the world. Indeed, various restrictions on carbon emissions have been, are or will be adopted by various states. In particular, an ambitious standard applies both to new types of aircraft but also to those currently in circulation requiring the implementation of technological solutions in order to make them comply with current regulations. Civil aviation has been mobilizing for several years now to make a contribution to the fight against climate change.
  • the so-called reduced fairing turbomachine architecture illustrated in Figure 2 differs from the so-called extended fairing turbomachine architecture illustrated in Figure 1 in that the nacelle fairing 3 does not include the third portion 33 downstream of the rectifier 5
  • the nacelle fairing 3 comprises only the first portion 31 extending upstream of the fan 4 and the second portion 32 extending around the fan 4 and the rectifier 5.
  • the nacelle fairing 3. may include another third portion 330 but which is not in the extension of the second portion 32, its diameter being significantly smaller than that of the second portion 32.
  • rectifier vane the rectifier vane
  • OGV rectifier vane
  • the invention aims to provide a technical solution allowing the distribution of electrical signals between the rear of the nacelle and the air inlet on turbomachines with a nacelle fairing limited to the upstream portion of the turbomachine without impacting the aerodynamics of the rectifier guide vanes and the maintainability of the electrical distribution device.
  • An object of the invention proposes a guide vane for a rectifier of a turbomachine for an aircraft, the guide vane extending in a first direction between a leading edge and a trailing edge, and in a second direction orthogonal to the first direction between a first end and a second end, the guide vane being hollow in the second direction and comprising a housing extending from the first end to the second end.
  • the guide vane further comprises an electrical distribution device disposed in said housing, the electrical distribution device comprising a first connector disposed at said first end of the guide vane, a second connector arranged at said second end of the guide vane, and a plurality of electrical cables extending in said housing and electrically connected between the first connector and the second connector.
  • the guide vanes for a rectifier are fixed vanes, that is to say vanes arranged on a fixed crown relative to the turbomachine.
  • the internal space present in a hollow blade provides a housing or passage thus allowing electrical cables to pass without disturbing the aerodynamics of the guide vane.
  • the configuration of the electrical distribution device with electrical cables extending between connectors arranged at each end of the guide vane makes it possible to facilitate the assembly of the straightening ring equipped with the guide vanes and thus to facilitate the electrical connection of the connectors to the other electrical elements of the turbomachine.
  • At least part of the electrical cables form a sheet of flexible electrical cables.
  • the electrical cables can be laid flat to optimize the density of electrical cables, for example in the form of a sheet of electrical cables, or even a plurality of layers of electrical cables superimposed on each other.
  • the vane comprises a superposition of at least two layers of flexible electrical cables in said housing.
  • At least one connector among the first connector and the second connector may comprise a plate of electrically insulating material provided with orifices each surmounted by a flush contact, each flush contact being electrically connected to at least one of said electrical cables, and said plate being shaped to close the housing of the guide vane at the corresponding end.
  • the plate made of electrically insulating material being perforated with holes allows each electrical cable to be kept at a distance from each other and separated by an insulator. This ensures electrical insulation between the different cables and the different contacts.
  • the flush contacts can be so-called piston or lamella contact devices for example.
  • said plate comprises an internal face and an external face, the external face carrying the contacts flush and the internal face facing the interior of the housing of the guide vane, said plate further comprising a ground connection extending from one end of the plate in contact with a wall of the guide vane to a ground connection point located on the internal face of the plate.
  • the guide vane may further comprise a resin in said housing in which the electrical cables are taken.
  • the housing is filled with a resin in which the electrical cables are frozen.
  • the plate of a connector may further comprise an injection orifice communicating with said housing, the orifice making it possible to inject the resin during assembly of the vane. , and the orifice being blocked at the end of the injection.
  • the guide vane can further comprise at least one key on its first end and at least one key on its second end.
  • the keyers make it possible to align each guide vane during assembly with the rest of the turbomachine and thus ensure a good electrical connection of the electrical distribution devices.
  • turbomachine for an aircraft comprising a straightening ring provided with at least one guide vane as defined above.
  • an aircraft comprising at least one turbomachine as defined above.
  • Figure 1 schematically represents an architecture of a turbomachine with an extended fairing according to the state of the art.
  • Figure 2 schematically represents a turbomachine architecture with reduced fairing according to the state of the art.
  • Figure 3 represents a partial view of a guide vane for a turbomachine rectifier according to the invention.
  • Figure 4 shows an exploded view of said guide vane.
  • Figure 3 is shown a partial view of a guide vane for a rectifier of a turbomachine for an aircraft according to one embodiment of the invention.
  • the guide vane 10 according to the invention is intended to be mounted on a turbomachine 1 with a nacelle fairing 3 called a reduced fairing as illustrated in Figure 2 to solve the technical problems mentioned above, but can also be mounted on a rectifier 5 of a turbomachine 1 with a nacelle fairing 3 called an extended fairing as illustrated in Figure 1.
  • the guide vane 10 extends in a first direction X between a leading edge 11 and a trailing edge 12, and in a second direction Y orthogonal to the first direction in Figure 3.
  • the guide blade 10 is hollow in the second direction Y and comprises a housing 14 extending from the first end 13 to the second end of the blade in the second direction Y.
  • the guide vane 10 comprises an electrical distribution device 20 mounted inside the housing 14.
  • the electrical distribution device 20 comprises a first connector 21 mounted on the first end 13 of the guide vane 10, second connector mounted on the second end of the guide vane 10 (not illustrated in Figures 3 and 4), and a sheet of flexible electrical cables 22 extending in the housing 14 and electrically connected between the first connector 21 and the second connector.
  • the first connector 21 comprises a plate 23 of electrically insulating material provided with orifices each surmounted by a flush contact 24. Each flush contact 24 is electrically coupled to an electrical cable of the sheet 22 of electrical cables.
  • the plate 23 is shaped to close the housing 14 of the guide vane 10 at the corresponding end, that is to say close the housing 14 at the first end 13 for the first connector 21 and close the housing 14 at the second end for the second connector.
  • the flush contacts 24 are piston or lamella contacts.
  • the positioning of the flush contacts 24 can be chosen according to the geometry of the corresponding end.
  • the plate 23 On an external surface 25 in contact with the walls of the guide vane 10 delimiting the housing 14, the plate 23 comprises a ring 25 of electrically conductive material.
  • the ring 25 is electrically connected to a ground connection point located on an internal face of the plate 23, the internal face of the plate being arranged facing the interior of the housing, the plate 23 comprising an external face opposite to the internal face and on which the flush contacts 24 are mounted.
  • the injection of resin is carried out through an injection orifice provided in the plate 23 of the first connector 21, the injection orifice passing through the plate 23 to communicate with the housing 14. At the end of the resin injection, the injection orifice is blocked to prevent any intrusion of fluid or dust for example.
  • the guide vane 10 further comprises on each of the first and second ends, two keying devices 15 for aligning each guide vane 10 during assembly with the rest of the turbomachine 1 and thus ensure a good electrical connection of the electrical distribution devices 20.
  • the invention thus provides a technical solution allowing the distribution of electrical signals between the rear of the nacelle and the air inlet on turbomachines with a nacelle fairing limited to the upstream portion of the turbomachine without impacting the aerodynamics of the blades. rectifier guidelines and maintainability of the electrical distribution device.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Connector Housings Or Holding Contact Members (AREA)

Abstract

Aube directrice (10) pour redresseur (5) d'une turbomachine (1) pour aéronef, l'aube directrice (10) s'étendant dans une première direction (X) entre un bord d'attaque (11) et un bord de fuite (12), et dans une seconde direction (Y) orthogonale à la première direction (X) entre une première extrémité (13) et une seconde extrémité, l'aube directrice (10) étant creuse selon la seconde direction (Y) et comprenant un logement (14) s'étendant de la première extrémité (13) à la seconde extrémité. L'aube directrice (1) comprend en outre un dispositif de distribution électrique (20) disposé dans ledit logement (14), le dispositif de distribution électrique (20) comprenant un premier connecteur (21) disposé à ladite première extrémité (13) de l'aube directrice (10), un second connecteur disposé à ladite seconde extrémité de l'aube directrice (10), et une pluralité de câbles électriques s'étendant dans ledit logement (14) et électriquement raccordés entre le premier connecteur (21) et le second connecteur.

Description

Description
Titre de l'invention : Aube directrice de turbomachine intégrant un dispositif de distribution électrique
Domaine Technique
L’invention concerne la distribution électrique au sein des turbomachines d’aéronefs, et plus particulièrement une architecture d’aube comprenant des éléments d’acheminement d’électricité.
Technique antérieure
Sur la figure 1 est illustrée une architecture classique d’une turbomachine 1 dite à carénage étendu. La turbomachine 1 présente un axe de révolution 2 sur lequel est centré un carénage de nacelle 3, une soufflante 4, un redresseur 5 et un corps central 6. La soufflante 4 comprend des aubes 7 en rotation autour de l’axe de révolution 2, tandis que le redresseur 5 comprend une couronne d’aubes fixes 8, dites aubes directrices, réparties autour de l’axe de révolution 2, la couronne d’aube fixes 8 étant immobile.
Le carénage de nacelle 3 s’étend presque sur toute la longueur de la turbomachine 1 selon la direction de l’axe de révolution 2. Le carénage de nacelle 3 comprend ainsi une première portion 31 située en amont de la soufflante 4, une deuxième portion 32 située autour de la soufflante 4 et du redresseur 5, et une troisième portion 33 située en aval du redresseur 5.
Le changement climatique est une préoccupation majeure pour de nombreux organes législatifs et de régulation à travers le monde. En effet, diverses restrictions sur les émissions de carbone ont été, sont ou seront adoptées par divers états. En particulier, une norme ambitieuse s’applique à la fois aux nouveaux types d’avions mais aussi ceux actuellement en circulation nécessitant de devoir mettre en œuvre des solutions technologiques afin de les rendre conformes aux réglementations en vigueur. L’aviation civile se mobilise depuis maintenant plusieurs années pour apporter une contribution à la lutte contre le changement climatique.
Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d’améliorer de manière très significative les performances environnementales des avions notamment grâce à des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l’environnement et dont l’intégration et l’utilisation dans l’aviation civile ont des impacts environnementaux modérés dans un but d’amélioration de l'efficacité énergétique des avions.
Il est connu notamment des nouvelles générations de moteurs d’avions permettant un allègement des aéronefs, notamment par les matériaux employés et les équipements embarqués allégés, et visant ainsi à améliorer de manière très significative les performances des avions et, en ce sens, contribue à la réduction de l’impact environnemental des avions. C’est le cas notamment de certaines architectures de moteur d’avion, telle que celle illustrée sur la figure 2, notamment des architectures en cours de développement, impliquent des lignes aérodynamiques fortement réduites, au plus proche du moteur notamment, créant ainsi une rupture de carénage nacelle avec le carter fan et l’entrée d’air.
L’architecture de turbomachine dite à carénage réduit illustrée sur la figure 2 diffère de l’architecture de turbomachine dite à carénage étendu illustrée sur la figure 1 en ce que le carénage de nacelle 3 ne comprend pas la troisième portion 33 en aval du redresseur 5. Dans cette architecture de turbomachine, le carénage de nacelle 3 comprend uniquement la première portion 31 s’étendant en amont de la soufflante 4 et la deuxième portion 32 s’étendant autour de la soufflante 4 et du redresseur 5. Le carénage de nacelle 3 peut comprendre une autre troisième portion 330 mais qui n’est pas dans le prolongement de la seconde portion 32, son diamètre étant nettement plus petit que celui de la seconde portion 32.
Ces nouvelles architectures rendent plus difficiles la distribution électrique du moteur ou mât vers l’entrée d’air, car la structure faisant le lien entre le moteur et le carter fan, c’est-à-dire le carter de soufflante, se limite aux redresseurs (« Outlet Guide Vanes » en anglais, ou OGV).
Les solutions de câblage actuellement connues ne sont pas optimales car elles consistent en des faisceaux routés sur les surfaces des structures, fixés sur des supports ou bien collés directement.
Par ailleurs, un redresseur a pour rôle principal de guider le flux d’air. Tout élément rapporté sur sa surface aurait pour effet de modifier ses performances aérodynamiques. De plus, la distribution électrique au travers d’une aube de redresseur, ou OGV, peut être complexe à installer ou remplacer. Le câblage électrique et les connectiques utilisées doivent être installés dans les structures pour les mêmes raisons que celles citées précédemment.
Les solutions de connectique actuelles impliquant un accouplement manuel par un opérateur nécessiteraient des trappes d’accès à ces connectiques, donc plus lourds, plus complexe à designer, moins aérodynamiques que les carters de soufflantes actuels.
Exposé de l’invention
L'invention vise à fournir une solution technique permettant la distribution de signaux électriques entre l’arrière de la nacelle et l’entrée d’air sur des turbomachines avec un carénage nacelle limité à la portion amont de la turbomachine sans impacter l’aérodynamisme des aubes directrices de redresseur et la maintenabilité du dispositif de distribution électrique.
Un objet de l’invention propose une aube directrice pour redresseur d’une turbomachine pour aéronef, l’aube directrice s’étendant dans une première direction entre un bord d’attaque et un bord de fuite, et dans une seconde direction orthogonale à la première direction entre une première extrémité et une seconde extrémité, l’aube directrice étant creuse selon la seconde direction et comprenant un logement s’étendant de la première extrémité à la seconde extrémité.
Selon une caractéristique générale de l’invention, l’aube directrice comprend en outre un dispositif de distribution électrique disposé dans ledit logement, le dispositif de distribution électrique comprenant un premier connecteur disposé à ladite première extrémité de l’aube directrice, un second connecteur disposé à ladite seconde extrémité de l’aube directrice, et une pluralité de câbles électriques s’étendant dans ledit logement et électriquement raccordés entre le premier connecteur et le second connecteur.
Les aubes directrices pour redresseur sont des aubes fixes, c’est-à-dire des aubes disposées sur une couronne fixe par rapport à la turbomachine. L’espace interne présent dans une aube creuse fournit un logement ou passage permettant ainsi de faire passer des câbles électriques sans perturber l’aérodynamisme de l’aube directrice. La configuration du dispositif de distribution électrique avec des câbles électriques s’étendant entre des connecteurs disposés à chaque extrémité de l’aube directrice permet de faciliter le montage de la couronne de redressement dotée des aubes directrices et ainsi de faciliter le raccordement électrique des connecteurs aux autres éléments électriques de la turbomachine.
Selon un premier mode de réalisation de l’aube directrice, au moins une partie des câbles électriques forment une nappe de câbles électriques flexibles.
Les câbles électriques peuvent être mis à plat pour optimiser la densité de câbles électriques par exemple sous la forme d’une nappe de câbles électriques, ou même d’une pluralité de nappes de câbles électriques superposées les unes sur les autres.
Dans une variante de l’aube directrice, l’aube comprend une superposition d’au moins deux nappes de câbles électriques flexibles dans ledit logement.
Selon un second mode de réalisation de l’aube directrice, au moins un connecteur parmi le premier connecteur et le second connecteur peut comprendre une plaque en matériau électriquement isolant dotée d’orifices surmontés chacun d’un contact par affleurement, chaque contact par affleurement étant électriquement raccordé à au moins un desdits câbles électriques, et ladite plaque étant conformée pour fermer le logement de l’aube directrice à l’extrémité correspondante.
La plaque en matériau électriquement isolant étant perforée d’orifices permet de maintenir chaque câble électrique à distance les uns des autres et séparés par un isolant. Cela permet de s’assurer de l’isolation électrique entre les différents câbles et les différents contacts.
Les contacts par affleurement peuvent êtres des dispositifs dits de contact par piston ou par lamelle par exemple.
Selon un troisième mode de réalisation de l’aube directrice, ladite plaque comprend une face interne et une face externe, la face externe portant les contacts par affleurement et la face interne étant en regard de l’intérieur du logement de l’aube directrice, ladite plaque comportant en outre une connectique de masse s’étendant d’une extrémité de la plaque en contact avec une paroi de l’aube directrice jusqu’à un point de connexion de masse située sur la face interne de la plaque. Cette configuration permet de fournir au moins un point de mise à la masse électrique par exemple pour un signal de retour ou un blindage.
Selon un quatrième mode de réalisation de l’aube directrice, elle peut comprendre en outre une résine dans ledit logement dans laquelle sont pris les câbles électriques. Autrement dit, le logement est rempli d’une résine dans laquelle les câbles électriques sont figés.
L’utilisation d’une résine injectée dans le logement lors de l’assemblage de l’aube permet de protéger l’aube d’usures liées à des sollicitations mécaniques comme les vibrations et également d’améliorer l’isolement électrique avec les parois de l’aube directrice notamment.
Selon un cinquième mode de réalisation de l’aube directrice, la plaque d’un connecteur peut comprendre en outre un orifice d’injection communiquant avec ledit logement, l’orifice permettant d’injecter la résine lors de l’assemblage de l’aube, et l’orifice étant bouché à l’issue de l’injection.
Avoir un orifice d’injection dans le connecteur plutôt que dans une paroi de l’aube directrice permet d’éviter d’impacter l’aérodynamisme de l’aube directrice. Son bouchage à l’issue de la fabrication de l’aube permet d’éviter des intrusions de fluides, de poussières ou autres dans le connecteur.
Selon un sixième mode de réalisation de l’aube directrice, elle peut comprendre en outre au moins un détrompeur sur sa première extrémité et au moins un détrompeur sur sa seconde extrémité.
Les détrompeurs permettent d’aligner chaque aube directrice lors de l’assemblage avec le reste de la turbomachine et ainsi d’assurer une bonne connexion électrique des dispositifs de distribution électrique.
Dans un autre objet de l’invention, il est proposé une turbomachine pour aéronef comprenant une couronne de redressement dotée d’au moins une aube directrice telle que définie ci-dessus.
Dans un autre objet de l’invention, il est proposé un aéronef comprenant au moins une turbomachine telle que définie ci-dessus.
Brève description des dessins [Fig. 1] La figure 1 représente schématiquement une architecture de turbomachine à carénage étendu selon l’état de la technique.
[Fig. 2] La figure 2 représente schématiquement une architecture de turbomachine à carénage réduit selon l’état de la technique.
[Fig. 3] La figure 3 représente une vue partielle d’une aube directrice pour redresseur de turbomachine selon l’invention.
[Fig. 4] La figure 4 représente une vue éclatée de ladite aube directrice.
Description des modes de réalisation
Sur la figure 3 est représentée une vue partielle d’une aube directrice pour redresseur d’une turbomachine pour aéronef selon un mode de réalisation de l’invention.
L’aube directrice 10 selon l’invention est destinée à être montée sur une turbomachine 1 à carénage de nacelle 3 dite à carénage réduit telle qu’illustrée sur la figure 2 pour résoudre les problèmes techniques mentionnés plus haut, mais peut également être montée sur un redresseur 5 d’une turbomachine 1 à carénage de nacelle 3 dit à carénage étendu telle qu’illustrée sur la figure 1 .
L’aube directrice 10 s’étend dans une première direction X entre un bord d’attaque 11 et un bord de fuite 12, et dans une seconde direction Y orthogonale à la première direction X entre une première extrémité 13 et une seconde extrémité non représentée sur la figure 3.
Comme cela est illustré sur la figure 4 qui représente une vue éclatée de l’aube 10 de la figure 3, l’aube directrice 10 est creuse selon la seconde direction Y et comprend un logement 14 s’étendant de la première extrémité 13 à la seconde extrémité de l’aube selon la seconde direction Y.
L’aube directrice 10 comprend un dispositif de distribution électrique 20 monté à l’intérieur du logement 14. Le dispositif de distribution électrique 20 comprend un premier connecteur 21 monté sur la première extrémité 13 de l’aube directrice 10, second connecteur monté sur la seconde extrémité de l’aube directrice 10 (non illustré sur les figures 3 et 4), et une nappe de câbles électriques 22 flexibles s’étendant dans le logement 14 et électriquement raccordés entre le premier connecteur 21 et le second connecteur. Le premier connecteur 21 et le second connecteur non illustré présentent chacun une forme adaptée à celle de l’extrémité correspondante. Le premier connecteur 21 comprend une plaque 23 en matériau électriquement isolant dotée d’orifices surmontés chacun d’un contact par affleurement 24. Chaque contact par affleurement 24 est électriquement couplé à un câble électrique de la nappe 22 de câbles électriques.
En outre, la plaque 23 est conformée pour fermer le logement 14 de l’aube directrice 10 à l’extrémité correspondante, c’est-à-dire fermer le logement 14 à la première extrémité 13 pour le premier connecteur 21 et fermer le logement 14 à la seconde extrémité pour le second connecteur.
Les contacts par affleurement 24 sont des contacts par piston ou par lamelle.
Le positionnement des contacts par affleurement 24 peut être choisi en fonction de la géométrie de l’extrémité correspondante.
Sur une surface externe 25 en contact avec les parois de l’aube directrice 10 délimitant le logement 14, la plaque 23 comporte un anneau 25 en matériau électriquement conducteur. L’anneau 25 est électriquement raccordé à un point de connexion de masse située sur une face interne de la plaque 23, la face interne de la plaque étant disposée en regard de l’intérieur du logement, la plaque 23 comprenant une face externe opposée à la face interne et sur laquelle sont montés les contacts par affleurement 24.
Lors de la fabrication de l’aube directrice 10 selon l’invention, une fois le dispositif de distribution électrique 20 installé dans l’aube directrice 10, une résine est injectée dans le logement 14 pour figer la nappe de câbles électriques 22.
L’injection de résine est réalisée au travers d’un orifice d’injection prévu dans la plaque 23 du premier connecteur 21 , l’orifice d’injection traversant la plaque 23 pour communiquer avec le logement 14. A l’issue de l’injection de résine, l’orifice d’injection est bouché pour éviter toute intrusion de fluide ou de poussière par exemple.
L’aube directrice 10 comprend en outre sur chacune des première et secondes extrémités, deux détrompeurs 15 pour aligner chaque aube directrice 10 lors de l’assemblage avec le reste de la turbomachine 1 et ainsi d’assurer une bonne connexion électrique des dispositifs de distribution électrique 20.
L'invention fournit ainsi une solution technique permettant la distribution de signaux électrique entre l’arrière de la nacelle et l’entrée d’air sur des turbomachines avec un carénage nacelle limité à la portion amont de la turbomachine sans impacter l’aérodynamisme des aubes directrices de redresseur et la maintenabilité du dispositif de distribution électrique.

Claims

Revendications
[Revendication 1] Aube directrice (10) pour redresseur (5) d'une turbomachine (1) pour aéronef, l'aube directrice (10) s'étendant dans une première direction (X) entre un bord d'attaque (11) et un bord de fuite (12), et dans une seconde direction (Y) orthogonale à la première direction (X) entre une première extrémité (13) et une seconde extrémité, l'aube directrice (10) étant creuse selon la seconde direction (Y) et comprenant un logement (14) s'étendant de la première extrémité (13) à la seconde extrémité, caractérisée en ce qu'elle comprend en outre un dispositif de distribution électrique (20) disposé dans ledit logement (14), le dispositif de distribution électrique (20) comprenant un premier connecteur (21) disposé à ladite première extrémité (13) de l'aube directrice (10), un second connecteur disposé à ladite seconde extrémité de l'aube directrice (10), et une pluralité de câbles électriques s'étendant dans ledit logement (14) et électriquement raccordés entre le premier connecteur (21) et le second connecteur.
[Revendication 2] Aube directrice (10) selon la revendication 1, dans laquelle au moins une partie des câbles électriques forment une nappe de câbles électriques flexibles (22).
[Revendication 3] Aube directrice (10) selon la revendication 2, comprenant une superposition d'au moins deux nappes de câbles électriques flexibles dans ledit logement (14).
[Revendication 4] Aube directrice (10) selon l'une des revendications 1 à 3, dans laquelle au moins un connecteur parmi le premier connecteur (21) et le second connecteur comprend une plaque (23) en matériau électriquement isolant dotée d'orifices surmontés chacun d'un contact par affleurement (24), chaque contact par affleurement (24) étant électriquement raccordé à au moins un desdits câbles électriques, et ladite plaque (23) étant conformée pour fermer le logement (14) de l'aube directrice (10) à l'extrémité correspondante.
[Revendication 5] Aube directrice (10) selon la revendication 4, dans laquelle ladite plaque (23) comprend une face interne et une face externe, la face externe portant les contacts par affleurement (24) et la face interne étant en regard de l'intérieur du logement (14) de l'aube directrice (10), ladite plaque (23) comportant en outre une connectique de masse (25) s'étendant d'une extrémité de la plaque (23) en contact avec une paroi de l'aube directrice (10) jusqu'à un point de connexion de masse située sur la face interne de la plaque (23).
[Revendication 6] Aube directrice (10) selon l'une des revendications 1 à 5, comprenant une résine dans ledit logement (14) dans laquelle sont pris les câbles électriques.
[Revendication 7] Aube directrice (10) selon la revendication 6, dans laquelle ladite plaque (23) d'au moins un connecteur comporte un orifice d'injection communiquant avec ledit logement (14), l'orifice permettant d'injecter la résine lors de l'assemblage de l'aube, et l'orifice étant bouché à l'issue de l'injection.
[Revendication 8] Aube directrice (10) selon l'une des revendications 1 à 7, comprenant au moins un détrompeur (15) sur sa première extrémité (13) et au moins un détrompeur sur sa seconde extrémité.
[Revendication 9] Turbomachine (1) pour aéronef comprenant une couronne de redressement (5) dotée d'au moins une aube directrice (10) selon l'une des revendications 1 à 8.
[Revendication 10] Aéronef comprenant au moins une turbomachine (1) selon la revendication 9.
PCT/FR2023/051696 2022-10-28 2023-10-27 Aube directrice de turbomachine integrant un dispositif de distribution electrique WO2024089373A1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FRFR2211301 2022-10-28
FR2211301A FR3141486A1 (fr) 2022-10-28 2022-10-28 Aube directrice de turbomachine intégrant un dispositif de distribution électrique

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2024089373A1 true WO2024089373A1 (fr) 2024-05-02

Family

ID=84887942

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2023/051696 WO2024089373A1 (fr) 2022-10-28 2023-10-27 Aube directrice de turbomachine integrant un dispositif de distribution electrique

Country Status (2)

Country Link
FR (1) FR3141486A1 (fr)
WO (1) WO2024089373A1 (fr)

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1811132A1 (fr) * 2006-01-24 2007-07-25 Snecma Turbomachine à générateur-démarreur intégré
WO2014188122A1 (fr) * 2013-05-24 2014-11-27 Snecma Dispositif de passage de servitudes pour une turbomachine
WO2015092308A1 (fr) * 2013-12-20 2015-06-25 Snecma Bras de guidage d'éléments de forme allongée, en particulier pour une turbomachine
EP3246528A1 (fr) * 2016-05-18 2017-11-22 Rolls-Royce Corporation Générateur basse pression ayant un ensemble électrique pour moteur à turbine à gaz
US20210017879A1 (en) * 2019-07-17 2021-01-21 Rolls-Royce Corporation Routing for electrical communication in gas turbine engines
EP3879074A1 (fr) * 2020-03-09 2021-09-15 Hamilton Sundstrand Corporation Cône de queue intégré d'une turbine à gaz et générateur assemblé
WO2022064160A1 (fr) * 2020-09-28 2022-03-31 Safran Aircraft Engines Turbomachine comportant des moyens de support de harnais améliorés

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1811132A1 (fr) * 2006-01-24 2007-07-25 Snecma Turbomachine à générateur-démarreur intégré
WO2014188122A1 (fr) * 2013-05-24 2014-11-27 Snecma Dispositif de passage de servitudes pour une turbomachine
WO2015092308A1 (fr) * 2013-12-20 2015-06-25 Snecma Bras de guidage d'éléments de forme allongée, en particulier pour une turbomachine
EP3246528A1 (fr) * 2016-05-18 2017-11-22 Rolls-Royce Corporation Générateur basse pression ayant un ensemble électrique pour moteur à turbine à gaz
US20210017879A1 (en) * 2019-07-17 2021-01-21 Rolls-Royce Corporation Routing for electrical communication in gas turbine engines
EP3879074A1 (fr) * 2020-03-09 2021-09-15 Hamilton Sundstrand Corporation Cône de queue intégré d'une turbine à gaz et générateur assemblé
WO2022064160A1 (fr) * 2020-09-28 2022-03-31 Safran Aircraft Engines Turbomachine comportant des moyens de support de harnais améliorés

Also Published As

Publication number Publication date
FR3141486A1 (fr) 2024-05-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2257704B1 (fr) Dispositif de réduction du bruit généré par un réacteur d'aéronef à jets de fluide de même orientation
CA2743009C (fr) Entree d'air d'un moteur d'avion a helices propulsives non carenees
EP1579112A1 (fr) Inverseur de poussee a grilles de deflection optimisees
FR3027053A1 (fr) Stator de turbomachine d'aeronef
FR2938502A1 (fr) Turbomachine comportant une helice non carenee equipee de moyens de guidage d'air
EP2279341A2 (fr) Dispositif de reduction du bruit genere par un reacteur d'aeronef a conduits de fluide coudes
WO2015049468A1 (fr) Chambre de combustion de turbomachine pourvue de moyens de déflection d'air pour réduire le sillage créé par une bougie d'allumage
FR3005683A1 (fr) Aube d'helice non carenee pour une turbomachine
FR3067387B1 (fr) Ecope d'alimentation en air pour l'alimentation d'un systeme de refroidissement et de controle des jeux d'une turbine
EP4069946B1 (fr) Raccordement électrique d'une machine électrique dans une turbomachine d'aéronef
WO2024089373A1 (fr) Aube directrice de turbomachine integrant un dispositif de distribution electrique
FR2958373A1 (fr) Chambre de combustion dans une turbomachine
FR3039206A1 (fr) Turbomachine pour aeronef comportant une turbine libre dans le flux primaire
EP4069945B1 (fr) Ensemble pour une turbomachine ayant une machine electrique, une barre rigide pour le raccordement electrique et un harnais electrique
FR3033545A1 (fr) Nacelle pour ensemble moteur d'aeronef comprenant au moins un capot de nacelle articule a son extremite avant
FR3009747A1 (fr) Chambre de combustion de turbomachine pourvue d'un passage d'entree d'air ameliore en aval d'un orifice de passage de bougie
FR2953252A1 (fr) Secteur de distributeur pour une turbomachine
WO2020201658A1 (fr) Manche d'entree d'air pour une nacelle d'un ensemble propulsif d'aeronef
FR3081924A1 (fr) Turbomachine pour aeronef comprenant un conduit de fluide pressurise entoure d'une gaine metallique tressee ou tissee
FR3044865A1 (fr) Calculateur electronique d'une turbomachine d'aeronef
FR2998330A1 (fr) Moyeu de carter pour turbomachine d'aeronef comprenant une piece de fonderie compacte a deflecteur integre au flasque aval
FR3098846A1 (fr) Groupe propulseur configuré pour déconnecter le rotor et le stator d’un moteur électrique
FR3108097A1 (fr) Dispositif de positionnement pour un capot de nacelle d’un ensemble propulsif d’aeronef
EP3262348B1 (fr) Chambre de combustion de turbomachine comportant une pièce pénétrante avec ouverture
EP3041742A1 (fr) Structure de carter interposee entre le moteur et la nacelle a secteurs de virole pivotants