WO2024094948A1 - Propulseur aeronautique a aerocoustique amelioree - Google Patents

Propulseur aeronautique a aerocoustique amelioree Download PDF

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WO2024094948A1
WO2024094948A1 PCT/FR2023/051715 FR2023051715W WO2024094948A1 WO 2024094948 A1 WO2024094948 A1 WO 2024094948A1 FR 2023051715 W FR2023051715 W FR 2023051715W WO 2024094948 A1 WO2024094948 A1 WO 2024094948A1
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WO
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blades
stator
row
downstream
longitudinal axis
Prior art date
Application number
PCT/FR2023/051715
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English (en)
Inventor
Fernando GEA AGUILERA
Adrien Clément Marcel DUBOIS
Mathieu Simon Paul GRUBER
Eva Julie Lebeault
Anthony BINDER
Ludovic Mathieu Rene WIART
Original Assignee
Safran Aircraft Engines
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Publication date
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • 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
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
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    • 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 longitudinal axis aeronautical thrusters, each comprising a hub and (at least) two annular rows of non-ducted blades, one upstream, the other downstream, along the longitudinal axis. .
  • upstream and downstream are defined in relation to each other with reference to the flow, in the phase of cruise flight, gases in the turbomachine in the longitudinal direction (i.e. the direction of the longitudinal axis).
  • the aeronautical propellant may comprise (at least) one thermal engine, in particular turbomachine, turboshaft, turbojet, turbofan, and/or (at least) one electric motor, and/or (at least) one hydrogen engine, and /or (at least) a hybrid engine: thermal and/or electric and/or hydrogen.
  • turbomachine we mean a propellant in which there is an exchange of energy between a flowing fluid and a rotor.
  • turbomachine with an “unducted” fan is a type of turbomachine in which the fan extends outside the engine casing (or nacelle), unlike conventional turbomachines (of the "Turbofan” type) in which the fan is shrouded.
  • the broadband noise source is generated during the passage of the turbulent boundary layer at the trailing edge of the blades; increasing the chord of the blades on non-ducted turbomachines increases the surface area on which the boundary layer develops.
  • an upstream rotor followed by a downstream stator does not only provide a traction force in the horizontal axis of advancement of the aircraft (it is not necessarily the longitudinal axis (axis of the aeronautical engine/propeller); this is the direction of horizontal advancement).
  • a descending blade of the rotor sees an increase in incidence and is therefore subject to increased forces unlike a rising blade on which reduced forces are exerted. Therefore, on a tour engine, the same rotor blade is subjected to variable forces which depend on its azimuthal position around the longitudinal axis.
  • Stator blades located downstream will therefore also have a variable load depending on their azimuthal position. Facing the axial direction of the upstream rotor blades, if at the position of a considered stator blade the incidence seen by the blade is more or less significant, the descending stator blades will be less loaded and will have less gyration to straighten, while the rising blades will be more loaded and will have more gyration to straighten.
  • the upstream (angle of) incidence a (airplane incidence) is not completely filtered by the upstream rotor.
  • the stator blades will be subjected to different incidences, due to the angle of attack of the aircraft and the often presence of a pylon (or equivalent)/wing couple, depending on their azimuthal position.
  • stator blades located on the upper part of the motor (zone 12H) will be in over-incidence, therefore more loaded;
  • the stator blades located on the lower part of the motor (zone 6H) will be at underincidence, therefore less loaded.
  • positions 3H, 6H, 9H, 12H are considered as on a clock and oriented clockwise, seen from the front, from upstream/front on the propeller or the aircraft considered.
  • the present description aims to propose a solution to these drawbacks.
  • an aeronautical propeller having a longitudinal axis (X) and comprising a casing and, spaced from one another along said longitudinal axis (X), an upstream rotor row of rotor blades, not ducted, and a downstream stator row of stator blades, not ducted and extending around the casing, two adjacent blades of said downstream stator row of stator blades having between them, around the axis longitudinal (X, or stator axis), an azimuthal spacing (A0, A0j) defined by the angle between respective axes:
  • A0i and A0j respectively define two distinct azimuthal spacings between any two adjacent blades.
  • i and j are different and can take (any) integer value among 1, 2, 3, ... and (at most) V.
  • At least some of the azimuthal spacings of the stator blades are different from each other.
  • the pitch angle of a blade can be the angle formed by the chord of one of the profiles and a plane perpendicular to the longitudinal axis, X, for example, the plane of rotation of the blade.
  • the blade being twisted, by convention we say that the setting is that of the profile located at 70% of the maximum radius.
  • Such a configuration makes it possible to take into account both aerodynamic, acoustic and/or integration constraints, if only in terms of compromise between them.
  • this configuration is advantageous from a specifically acoustic point of view for decorrelating the noise sources emitted by the stator or modifying the directivity of the sound which is radiated by the stator blades, that is to say, the zones where acoustic radiation is maximum.
  • stator blades at azimuthal positions close to the pylon (mast or cradle) and/or the wing or fuselage can be beneficial for reducing the potential effect (pressure rise) of this assembly.
  • locally (relatively) increasing the number of stator blades can therefore help to “filter” or reduce the rise, towards the upstream rotor, of pressure linked to the presence of a mast, pylon or cradle, or an aerofoil (all of the lifting surfaces of an aircraft) or the fuselage.
  • the heterogeneous distribution of stator blades in the azimuthal direction makes it possible to modify the directivity of the interaction noise generated during the interaction of the wake of the upstream rotor with the downstream stator.
  • This makes it possible to define angular ranges around the main axis of the aeronautical propeller on which the number of stator blades will be reduced to reduce the noise emitted towards the ground (“community noise”) and/or towards the cabin. passenger (“cabin noise”).
  • the heterogeneous distribution of stator blades makes it possible to better distribute the aerodynamic load of the stators during incidence flight phases (for example, the angle of attack is high at takeoff and/or or upon landing), and the heterogeneity of the stator blade load linked to the forces 1 P (forces on the propeller blade in a direction perpendicular to the motor axis, which modifies the flow at the downstream of the upstream rotor according to its azimuthal position).
  • the heterogeneous distribution of stator blades makes it possible to bypass the easements under the casing or the hub, to reduce the pressure rise of the wing/carrying surface downstream of the stator blades and/or to avoid the interaction of the stator wakes with the airfoil, as well as to adapt to the integration of the pylon if necessary.
  • a pylon is located upstream of the rotor/stator blades (so-called “pusher” configuration), unlike a preferred “puller” type configuration with the pylon. , and/or a row of stator blades, downstream or at the level of the stator blades, for a USF type architecture.
  • an advantage of a “puller” type configuration is to avoid the impact of the wake of the pylon, mast or cradle with the set of rotor blades.
  • an advantage of a "puller” type configuration is not to introduce distortion or heterogeneity in the air flow upstream of the rotor, which can degrade its performance and increase the vibration response phenomena on the rotor blades.
  • a puller configuration also allows the engine to be installed under the wing, which is an advantage for the aircraft manufacturer, for the center of gravity of the aircraft.
  • the above solution also has the advantage of being particularly suited to a USF type aeronautical propellant.
  • a “puller” type USF may be preferred, we can consider a “pusher” type USF.
  • US 9242721 proposes an additional wheel of stator blades upstream of the rotor.
  • the purpose of this stator wheel is to avoid the formation of blade root shocks (to improve efficiency/aerodynamics) and to be able to increase the number of rotor blades (to reduce noise).
  • the propeller of the USF type, comprises a single annular row of non-ducted rotor blades, which is said above-mentioned upstream row of rotor blades, thus avoiding weight, technical complications of integration and aerodynamic interactions between the contra-rotating rotors.
  • non-ducted used with reference to the upstream rotor row and the downstream stator row indicates that the blades of the upstream rotor row and the blades of the downstream stator row are not surrounded by a nacelle (in other words the stator blades have a radially external free end), unlike conventional aeronautical thrusters in which the fan is ducted inside a nacelle.
  • the blades of the upstream rotor row and/or the downstream stator row may have variable pitch; all or only some.
  • All the azimuthal spacings between two adjacent blades of the series of blades of said downstream row of stator blades may be different from each other.
  • a relevant situation could also arise if all the blades of the downstream stator row have a homogeneous distribution around the longitudinal axis (X), except at the location of a single angular sector.
  • This “homogeneous distribution” could be such that: A0 ⁇ 3607V, for any azimuthal spacing between two (circumferentially) adjacent/successive blades concerned.
  • the aforementioned angular sector will be favorably limited between 15° and 75°, or preferably between 25° and 60°.
  • the number of blades of the downstream stator row of stator blades will usefully be greater than or equal to 5, for this search for limitation of the noise emitted by the stator blades and/or efficiency : ease of production/maintenance/dynamic effect on flow.
  • the C/E ratio could be less than 1 at the radially external ends of two blades of the same row (upstream and/or downstream) consecutive, or adjacent, circumferentially or azimutally.
  • C/E ratio C/E preferably less than 1 at the top
  • C/E solidity
  • each family of stator blades comprises one or more stator blades having the same geometric characteristics (including at least the chord (C), the thickness (e), the height (such as L2 or L21 below) d 'a stator blade) in which at least one of said geometric characteristics (at least chord, thickness, height) is different from the same geometric characteristics (chord, thickness, height) of the stator blades of another family of stator blades.
  • a set of geometric characteristics of a stator blade can include the chord, the thickness and the height.
  • the set of geometric characteristics of a stator blade may also include at least one of the camber, the arrow and the dihedral.
  • At least 3 families of stator blades are also proposed, preferably at least 5 families of stator blades, and in which each family of stator blades comprises a stator blade, in which at least one of the geometric characteristics of the assembly of geometric characteristics is different from the same geometric characteristics of a stator blade of another family of stator blades.
  • At least 3 families of stator blades are also proposed, preferably at least 5 families of stator blades, and in which each family of stator blades comprises at least two or exactly two stator blades having the same set of geometric characteristics, in which at least one of the geometric characteristics of the set of geometric characteristics is different from the same geometric characteristics of the stator blades of another family of stator blades.
  • At least 3 families of stator blades are also proposed, preferably at least 5 families of stator blades, and in which each family of stator blades comprises one or more stator blades, the stator blades of the same family which comprises several stator blades having the same set of geometric characteristics, in which at least one of the geometric characteristics of the set of geometric characteristics is different from the same geometric characteristics of the stator blades of another family of stator blades.
  • the row of stator blades comprises at least 3 adjacent stator blades, each belonging to different families of stator blades.
  • A0i and AQadjacent are two angular sectors or azimuthal spacings (A0, A0j, A0j) adjacent to each other in the circumferential direction, that is to say having a stator axis (axis around which the blades of the stator 16) common.
  • the stator axis (axis around which the stator blades are arranged radially) can of course be the longitudinal axis X, in general.
  • the aircraft incidence (angle a below) can be defined as the angle between the longitudinal axis of the fuselage (axis X1 below) and the direction of the flow upstream of the fuselage (or the direction of forward movement of the aircraft). It may have an angle (angle p below) different from zero degrees between the longitudinal axis in a vertical plane passing through the positions 12H and/or 6H and containing the longitudinal axis This is the plan to be taken into account in Figure 2 mentioned below, where the angle p is represented (here, in a non-exclusive/limiting manner, in a situation of mounting the propeller under a wing - reference 31 ci -after - of the aircraft concerned).
  • the longitudinal axis of the fuselage (or of the aircraft, axis X1 below) can be defined as the roll axis of the aircraft, which can correspond to:
  • the angle II/3II can vary between 0.5° and 30°, preferably between 2° and 20°, or still preferably between 3° and 10°.
  • the invention can be applied to an aircraft (which will have a longitudinal axis (X1) and will include an aeronautical propeller as defined in the present text, with all or part of the characteristics mentioned, a fuselage and a wing to which the propeller will be attached), this aircraft being usefully such:
  • d1 d2 d1 d2
  • d1or d2 less than 0.75*D, preferably less than 0.5*D or even preferably less than 0.3*D.
  • the interest in the angle /3 is as above on increased efficiency in the take-off and/or landing and/or installation phase towards the rear of the fuselage;
  • the interest linked to d1 or d2 is to cover cases of attachment of the aeronautical propeller to (in particular under) a wing or, more generally still to in particular (under) any wing, of the aircraft concerned.
  • - d1 can be defined as the axial distance (along the longitudinal axis X) between the trailing edge (BF) of the stator blade at the free end (reference 25 below) and the leading edge ( BA) of the sail (or wing), and this for the stator blade closest (azimutally) to the leading edge of the sail (or wing) and contained in the angular sector between 12H and 6H passing through 9H (for example, in Figure 10 mentioned below, d1 is measured relative to the surrounded blade marked d1), and
  • - d2 can be defined as the axial distance (along the longitudinal axis X) between the trailing edge of the stator blade at the free end and the leading edge of the wing (or wing), and this for the stator blade closest (azimutally) to the leading edge of the wing and contained in the angular sector between 12H and 6H passing through 3H (for example, in the same figure 10, d2 is measured in relation to the surrounded blade marked d2).
  • - d1 can then concern the most radially inner stator blade (located as mentioned: typically around 9H, for a thruster placed under the right wing of the aircraft or around 3H, for a thruster placed under the wing left), and
  • - d2 can then concern the most radially outer stator blade (located as mentioned: typically around 3H for a thruster placed under the right wing, or around 9H, for a thruster placed under the left wing).
  • S/D is between 0.01 and 0.8, and even preferably between 0.15 and 0.35, would make it possible to limit certain critical wake interference between the two rows of blades and therefore to reduce noise while limiting the axial length of the aeronautical propellant.
  • stator blades which can radiate towards the ground, thus the azimuthal spacing(s) (A0, AOj, AOj) (s) larger angularly will then be located between the blades arranged between the angular positions between 8H and 4H (in the case of a configuration pusher with pylon at 3 o'clock or 9 o'clock, there may be stator blades 16 between 10 o'clock and 2 o'clock), in particular or preferably at 2 o'clock and 4 o'clock and/or at 8 o'clock and 10 o'clock.
  • stator blades of the downstream row are positioned at symmetrical positions (0 and - 0) relative to the axis passing through the longitudinal axis (X) and through 12H and 6H have identical blade thicknesses and heights .
  • a thickness (of blade) corresponds to the maximum length or distance between the lower surface and the upper surface of a section of this blade, in the direction perpendicular to a straight line which connects the leading edge with the trailing edge of the cut,
  • a height (of blade) is measured between a radially internal end 23 (at the level of the hub or the nacelle) and a radially external end 25 (free end) of the blade considered.
  • At least some of said blades of said upstream row of rotor blades and/or of the downstream row of stator blades may usefully present variations in chord (C) and thickness between them. (e).
  • at least some of the blades of said upstream row of rotor blades could also have a heterogeneous distribution around the longitudinal axis (X).
  • the present description also concerns an aircraft having a longitudinal axis of an aircraft (X1), the aircraft comprising at least one said aeronautical thruster and a structure to which the aeronautical thruster is attached. .
  • the structure of the aircraft will typically include a fuselage, and the angular sector around the longitudinal axis (X) where the number of blades of the downstream annular row of stator blades is the greatest could be located in the upper part and/or towards the fuselage.
  • Each blade of the upstream rotor row can extend in a radial direction from the hub so as to define a radial dimension (or blade height) between said hub and a radially external end of the blade considered, the individual dimension (possibly of each) of the blades of the upstream rotor row being greater than the radial dimension of each blade of the downstream stator row considered between said casing and a radially external end of the blade considered.
  • the blades of the downstream stator row can be truncated at their free end relative 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 rotor row on the blades of the downstream stator row.
  • truncated blade we mean that the blade has a reduced radial dimension and/or a reduced radially external end (or end surface).
  • at least one blade of the upstream row has a radial dimension greater than that of at least one blade of the downstream row.
  • at least one blade of the upstream rotor row has a radial dimension greater than the individual radial dimension (possibly of each) of the blades of the downstream row.
  • the radial dimension of a blade is measured between a radially internal end of the blade, the latter being located at the level of (that is to say closest to) the hub (respectively of the casing) of the propeller aeronautics, and a radially external end of the blade.
  • the radially internal end of a blade can be, longitudinally, at the level of a leading edge of the blade (for example, for a fixed blade) or at the level of the pitch change axis of the blade considered. .
  • 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 internal end of the respective blade.
  • the radially outer end of the blade is the opposite end of the radially inner end.
  • the radially outer end of the blade may be the free end of the blade.
  • the radially internal end and the individual radially external end (possibly of each) of the blades can be radially aligned, i.e. at the same longitudinal position, or be longitudinally offset relative to each other.
  • the downstream stator row can include between 3 and 25 blades.
  • the number of blades in the upstream rotor row may be different from the number of blades in the annular row downstream, and we privilege B>V+1 or even preferably B>V+2. This further minimizes the noise level emitted by the aeronautical propeller.
  • the solidity of the downstream annular row can be less than 3 on the entire radial dimension of each blade.
  • the solidity 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 of each annular row which is normal to the longitudinal axis, and the diameter of the aeronautical propeller can vary between 0.01 and 0.8, and even preferably between 0.15 and 0.35 .
  • the median plane normal to the respective longitudinal axis of each annular row may be the plane containing a respective axis of change of pitch of each of the blades of the corresponding annular row.
  • the upstream rotor row and the downstream stator 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 may have a so-called “puller” configuration (upstream rotor row and downstream stator row located at an upstream end portion of the aeronautical thruster) or a so-called “pusher” configuration (upstream rotor row and row downstream stator located at a downstream end portion of the aeronautical propellant).
  • the upstream rotor row and the downstream stator row can surround a section of the compressor(s) or the gearbox of the aeronautical propeller.
  • the upstream rotor row and the downstream stator row can surround a section of the turbine(s) of the aeronautical propeller.
  • the aeronautical propellant may successively comprise, along the longitudinal axis (X), from upstream to downstream:
  • At least one turbine driving the compressor(s), and - an air inlet to the compressor(s), the air inlet being located downstream of the upstream rotor row of rotor blades, and upstream of the downstream stator row of stator blades, otherwise said, longitudinally along the propeller, between the rotor blades and the stator blades.
  • a propulsion assembly for an aircraft, comprising an aeronautical propeller as described above and a pylon for fixing the aeronautical propeller to the aircraft, the fixing pylon being connected to the one of the blades of the downstream stator row so as to form a single aerodynamic assembly.
  • an aircraft comprising an aeronautical propellant as described above or a propulsion assembly as described above.
  • FIG.1 is a partial schematic sectional view of a turbomachine usable here, therefore with an upstream rotor and downstream stator, in a “pusher” configuration,
  • FIG.2 is a schematic view of a thruster in a configuration which can be “pull”, in a phase which can be take-off, therefore with an aircraft incidence (angle a);
  • FIG.3 is a partial schematic sectional view of a turbomachine usable here, in a “puller” configuration
  • FIG.4 can represent the turbomachine of Figure 3 in the section plane IV-IV (stator) normal to the longitudinal axis X, with an example of possible arrangement of the annular row of blades of the downstream stator,
  • FIG.5 is a schematic view, following the same sectional plane as that of Figure 4, from the front (view from upstream) illustrating another arrangement of the annular row of blades of the downstream stator;
  • FIG.6 is a schematic view, again following the same section plane, illustrating another arrangement of the annular row of blades of the downstream stator
  • FIG.7 is a schematic view, again following the same section plane, illustrating another arrangement of the annular row of blades of the downstream stator;
  • FIG.8 is a schematic view, again following the same section plane, illustrating another arrangement of the annular row of blades of the downstream stator;
  • FIG.9 is a schematic view, again following the same cutting plane, illustrating a other arrangement of the annular row of blades of the downstream stator;
  • FIG.10 is a half-schematic front view (upstream view) of the solution in Figure 9, with an under-wing attachment of the propeller;
  • FIG.11 is a half schematic top view of Figure 10, with a configuration of stator blades which can be that of Figure 4 or 9;
  • FIG.12 is a schematic view, again following the same sectional plane as that of Fig.4, illustrating another arrangement of the annular row of blades of the downstream stator;
  • FIG.13 is a schematic view, again following the same section plane, illustrating another arrangement of the annular row of blades of the downstream stator;
  • FIG.14 schematizes, again following the same section plane, a desired azimuthal spacing between the blades of the upstream rotor and those of the downstream stator;
  • FIG.15 is a one-piece integration diagram of at least one downstream stator blade in the system for attaching the propeller to the aircraft;
  • FIG.16 schematically shows another solution, with mounting via a fixing cradle between the propeller and a wing of the aircraft;
  • FIG.17 schematizes an aircraft equipped with two thrusters attached to the fuselage via masts, each thruster respecting a heterogeneous azimuthal spacing of the blades, on the downstream stator,
  • FIG.19 schematize a stator blade (downstream blade) and a way of considering the pitch angle of this blade, Figure 19 corresponding to section XVIII-XVIII of Figure 18, the latter and Figure 2 showing air flows around the thruster (lines with multiple arrows);
  • FIG.20 schematizes what the angle, or “azimuthal spacing” AOj or A0j is between two consecutive stator blades
  • FIG.21 can complete Figure 2, and schematizes a case of aircraft incidence, side view, with a propeller in a configuration which can be "pull", in a phase which can be take-off, with therefore an angle P not zero, in the example.
  • an aeronautical propellant compatible with what the invention proposes could be a turbomachine, like that of Figures 1 to 3.
  • Any propeller referred to here, such as the turbomachine 10 comprises a hub 12 located upstream (AM) of a motor casing 13.
  • An upstream rotor row 14, annular, of non-ducted blades 18 is mounted on the hub 12 (around it), and a downstream stator row 16, annular, of non-ducted blades 18 is mounted on the motor casing 13 (around it).
  • the two rows are spaced from one another along a longitudinal axis X of the turbomachine 10.
  • nacelle 40 the nacelle 40 being the structure around which the blades 18 of rotor 14 and stator 16 are arranged and extend.
  • the nacelle 40 is itself attached to the aircraft that the aeronautical propellant referred to here must drive.
  • the orientation qualifiers such as “longitudinal”, “radial” or “circumferential”, are defined by reference to the longitudinal axis X of the propeller considered, as on the turbomachine 10
  • the longitudinal direction here corresponds to the direction of advance of the propeller or to the axis of rotation of the blades of the upstream rotor 14.
  • the longitudinal direction can coincide with a horizontal direction, ie perpendicular to the gravitational field.
  • the relative qualifiers “upstream” (AM) and “downstream” (AV) are defined in relation to each other with reference to the flow of gases in the propellant, following the longitudinal direction. The angular position of each of the blades 18 around the longitudinal axis .
  • the angular position at 12 o'clock is therefore positioned vertically upwards relative to the longitudinal axis X and the angular position at 6 o'clock is positioned vertically downwards relative to the longitudinal axis the right with respect to the longitudinal axis to an axis extending radially passing through the angular positions at 3H and 9H.
  • Absolute position qualifiers such as the terms “top”, “bottom”, “left”, “right”, etc., or relative position, such as the terms “above”, “below”, “superior”, “lower”, etc.
  • orientation qualifiers such as the terms “vertical” and “horizontal” here refer to the orientation of the figures and are considered in an operational state of the thruster, typically when this is installed on an aircraft placed on the ground.
  • the axis passing through the angular positions at 12 o'clock and at 6 o'clock extends in the direction of the gravity field, i.e. vertically.
  • an “upper zone” and a “lower zone” of the thruster refer, respectively, to a zone which is circumferentially in the vicinity of the angular position at 12 o'clock and to a zone which is circumferentially in the vicinity of the angular position at 6 o'clock .
  • downstream stator row 16 (or stator) is fixed around the longitudinal axis X.
  • the downstream stator row 16 is not rotated around the longitudinal axis does not exclude that each blade 18 of the downstream stator row 16 can be with variable pitch.
  • the aeronautical propellant considered is (or comprises) a turbomachine, this will therefore be a turbine engine comprising successively, parallel to the longitudinal axis (X), from upstream to downstream inside the nacelle 40 (including under engine casing 13):
  • the downstream stator row 16 can be centered on an axis coinciding or not with the longitudinal axis X. In the examples presented, the downstream stator row 16 is centered on the longitudinal axis X.
  • Such a configuration of the rotor row upstream 14 and the downstream stator row 16 makes it possible to exploit, through the downstream stator row 16, the gyration energy of the air flow coming from the upstream rotor row 14.
  • the efficiency of the turbomachine 10 is thus improved , particularly with respect to a single rotating propeller (like that 14) in the case of a conventional turboprop.
  • the upstream rotor row 14 is rotated around the longitudinal axis X by the turbine(s) 6 which itself drives the compressor(s) 2.
  • the turbomachine 10 generally comprises a speed reduction box (“gearbox” in English) in order to decouple the rotational speed of the turbines 6 relative to the rotational speed of the upstream rotor row 14. Furthermore, one of the advantages of a USF type turbomachine compared to a “Counter-Rotating Open Rotor” type turbomachine is to reduce the tonal noise emitted by the turbomachine due to the fact that the downstream stator row 16 of non-ducted blades 18 is fixed.
  • the thruster can have a so-called “puller” configuration (upstream rotor row 14 and downstream stator row 16 located at an upstream end portion of the thruster) or, as schematized in Figure 1, a so-called “pusher” configuration (upstream rotor row 14 and downstream stator row 16 located at a downstream end portion of the thruster).
  • the upstream rotor row 14 and the downstream stator row 16 can surround a section of the compressor(s) 2 of the turbomachine or the speed reduction box.
  • the upstream rotor row 14 and the downstream stator row 16 can surround a section of the turbine(s) 6 of the turbomachine 10.
  • a fixing system 27 will make it possible to fix the propeller to the aircraft 29 which is equipped with it, and more precisely to its wing (wing) 31, or to its fuselage 33, or any other suitable part.
  • wing wing
  • fuselage 33 fuselage 33
  • mast 35 (as in the examples in Figures 3,7), or
  • a pylon 37 (as for example in Figures 3,11 or a cradle 39 (as for example in Figure 16).
  • the blades 18 of the upstream rotor row 14 and/or the downstream stator row 16 can be of variable pitch. It is thus possible to adapt the pitch of the blades 18 of the turbomachine 10 according to the operating point of the thruster or the flight phase.
  • a pitch change system 38 may be provided, located partly in the nacelle 40 (hub 12 and/or casing 13) in order to adapt the incidence of the blades for each phase of flight.
  • Each blade 18 can thus be adjusted in rotation around a respective pitch change axis 19.
  • the axis 19 for changing the individual pitch (possibly of each) of the blades 18 is an axis:
  • timing change axis is perpendicular to the longitudinal axis X
  • the timing change axis is not perpendicular to the longitudinal axis say it is inclined.
  • the timing change axis has a longitudinal component and/or a circumferential component, with reference to the longitudinal axis X.
  • each downstream stator blade 18 defines an aerodynamic profile.
  • each downstream stator blade comprises a stack of sections 30 in the radial direction. One of the sections 30 is shown in Figure 18. Each section 30 extends in a respective section plane which is perpendicular to the radial direction of extension of the corresponding downstream stator blade. Each section 30 comprises a leading edge upstream and a trailing edge downstream between which extend an intrados line 330 and an extrados line 340. Each section 30 defines an aerodynamic profile. Each section 30 also includes a chord C defined by a straight portion connecting the leading edge to the trailing edge.
  • each downstream stator blade 18 will correspond to the angle formed between, on the one hand, a first axis A1 which is defined by the intersection between the section plane of a reference section 30 among the stack of sections 30 of the downstream stator blade and a plane perpendicular to the longitudinal axis axis of change of timing is perpendicular to the axis pitch y is measured on the upstream side of the plane perpendicular to the longitudinal axis from the first axis A1 to the chord C of the reference section 30, and more particularly in a direction coinciding with the direction going from the intrados line 330 towards the extrados line 340.
  • each downstream stator blade 18 is here located, on the corresponding downstream stator blade 16, at a radial distance from the longitudinal axis X which corresponds to 75% of the radially external radius of the downstream stator blade corresponding.
  • Each blade 18 of the upstream rotor row 14 and the downstream stator 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 external end of the blade 18 respective.
  • the radial dimension of a blade 18 corresponds to its height between said radially internal 23 and radially external 25 ends.
  • 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 level of the radially internal end.
  • the end radially external of each blade 18 is here a free end (ie non-streamlined). It is specified that the span of a blade 18 is consequently the radial distance between its internal 23 and external 25 ends (see Figure 9), with:
  • L1 Re1-Ri1 for a blade in the upstream rotor row
  • L2 Re2-Ri2 for a blade in the downstream stator row.
  • each blade 18 of the upstream rotor row 14 and the downstream stator row 16 has a radially internal radius respectively Ri1, Ri2 considered as the radial distance from the longitudinal axis blade 18, for example located at the level of (that is to say closest to) hub 12 (rotor row) or casing 13 (stator row).
  • the radially internal end 23 is, in Figure 3, close to the pitch change axis of the respective blade.
  • the radially internal end of each blade can alternatively be close to the leading edge at the blade root.
  • a radially external radius, such as Re1 or Re2 in Figure 3, of each blade 18 is considered as the radial distance from the longitudinal axis X of the radially external end of said blade 18, that is to say, as the maximum blade radius.
  • the diameter D or circle of radius Re1 in a radial section plane at the level of the external envelope 20 of the upstream rotor row 14, can represent the external diameter of the propeller considered, the turbomachine 10 in the example ( see figure 1 or 3).
  • each blade 18 of the downstream stator row 16 may be less than the individual radial dimension (possibly of each) of the blades 18 of the upstream rotor row 14 so as to limit the impact of the vortices formed at the level of the radially outer end of the blades 18 of the upstream rotor row 14 with the blades 18 of the downstream stator row 16.
  • the outer casing 20 of the upstream rotor row 14 will then surround the outer casing 22 of the downstream stator row 16 when these are projected into a common projection plane normal to the longitudinal axis X, such as here the section plane IV-IV.
  • each blade of the downstream stator row of stator blades 16 therefore has a height, L2 or L21 in the non-limiting example of Figure 9, between the radially internal end 23 and the radially external end 25,
  • the projection of the external envelope of the downstream stator row 16 in a common projection plane normal to the longitudinal axis define a circle, or even an oval as above, the center of which can be offset from the longitudinal axis
  • the radial distance between the center of the external envelope 22 of the downstream stator row 16 in the form of a circle and the longitudinal axis X can be between 0.005 Ds and 0.2 Ds.
  • the circle/oval defined by the external envelope 22 of the downstream stator row 16 may have a radius (for example maximum if an oval shape is concerned) Re2 less than the radius (for example maximum if an oval shape is concerned) concerned) Re1 of the external envelope 20 of the upstream rotor row 14.
  • the heterogeneous distribution of the blades 18 of the downstream stator 16 could be compatible with other noise reduction technologies, such as “360° clipping”. It is therefore possible, on at least one angular sector:
  • the blades 18 of the downstream stator 16 each have, or individually, a maximum radius (Re2) or height less than a maximum radius (Re1) or height of the blades 18 of the upstream rotor 14.
  • stator 16 there may be shorter blades 18 of stator 16 between 8 o'clock and 4 o'clock (in the case of a pusher configuration with a pylon at 3 o'clock or 9 o'clock, there may be stator blades 16 between 10 o'clock and 2H).
  • stator blades 16 between 10 o'clock and 2H.
  • two adjacent blades such as 18a, 18b, of the downstream stator row of stator blades 16 have between them, around the longitudinal axis (X), an azimuthal spacing (A0, A0j, A0j) defined by the angle between respective axes 180a, 180b.
  • Figure 20 schematizes what the angle, or “azimuthal spacing” A9j or A9j is between two consecutive stator blades, such as blades 18a, 18b of respective radial axes 180a, 180b . This is the smaller angle of the two, circumferentially, between said axes 180a, 180b, here around the axis X.
  • the main axis of the blade can therefore be defined by the line perpendicular to the longitudinal axis the center of gravity of the blade or at the blade head 25 (max radius, Re2).
  • A9i > (3607V) +1° or A9i ⁇ (3607V) -1°, with V which defines the number of blades 18 on said downstream stator row 16; and/or that there are at least two azimuthal spacings (between the blades 18 of the downstream stator row 16) such that the values of A9j and A9j are distinct when i j with i,j 1, 2, ... and i,j ⁇ V.
  • a difference of at least 1° is thus necessary to induce a significant effect linked to the heterogeneous azimuthal spacing, preferably > 3° or even preferably > 5°.
  • said azimuthal spacings are each defined by the circumferential distance E between two consecutive blades, 18a, 18b, which distance varies depending on of position radial and azimuthal of the blades 18 concerned.
  • These azimuthal spacings can therefore be characterized by the aforementioned angle A0, A0j or A0j, when these axes are projected in a plane perpendicular to the longitudinal axis, X, of the aeronautical propeller.
  • all the spacings between two adjacent blades of said downstream stator row 16 in the azimuthal direction can be different, as illustrated in Figure 5. This can be advantageous from an acoustic point of view to decorrelate the noise sources emitted by the stator 16 or modify the directivity of the sound, that is to say, the zones where the acoustic radiation is maximum.
  • stator blades facing the descending blades of the rotor 14 being less loaded and having less gyration to straighten
  • a need for fewer stator blades 16 in this zone For example, a need for fewer stator blades 16 in the right side area (from 45° to 135° with 0° position at 12 o'clock) in the case of a rotor 14 rotating clockwise when viewed from the front (upstream), and/or
  • stator blades 16 facing axially the rising blades of the rotor 14 being more loaded and having more gyration to straighten, we take into account a need for more stator blades in this zone: For example, need more stator blades 16 in the left lateral zone (from -45° to -135° with 0° the position at 12 o'clock) in the case of a rotor 14 rotating clockwise, seen from the front (upstream ).
  • the number of different spacings/azimuthal angles (A0A0 ; , A0 ; ) varies between 2 and 6. Indeed, increasing the number of different spacings can increase the number of stator blades to be designed (several families/groups of blades would be possible).
  • a design of each stator blade adapted to its azimuthal position may be necessary. For example, local chord modifications may be necessary to minimize azimuthal deviations on the stator blade load, and the solidity of the grid, which is defined by the C/E ratio at a given radial position.
  • Other geometric parameters of the blades could also vary: thickness, camber, arrow, dihedral, etc. This would make it possible to better adapt the geometry of the blade to the local properties of the flow (under incidence) and/or to better distribute the weight of the stator blades 16 around the axis longitudinal of the aeronautical propeller to facilitate engine balancing.
  • stator blades 16 - or place a greater number of stator blades 16:
  • fuselage side 33 (between 2 o'clock and 4 o'clock if the fuselage is to the right of the propeller, front/upstream view, or between 8 o'clock and 10 o'clock if the fuselage is to the left of the propeller, front/upstream view) ; this will limit noise emissions towards populations.
  • the noise of stator blades 16 located upwards and/or inwards could have reduced radiation towards the ground due to their azimuthal position and possible screening effects produced by a said fixing system 27, the sail (wing) 31 (if located under/on the wing) or a 33 fuselage,
  • stator blades 16 are the most away from the fuselage.
  • stator blades 16 i.e. therefore reducing the azimuthal spacing: A0 or A0, or A0 ;
  • increasing the number of stator blades 16 i.e. therefore reducing the azimuthal spacing: A0 or A0, or A0 ;
  • this may present a difficulty for integration under the casing 13 if there is a mast, pylon or fixing cradle present 27 or any structure or system for attaching the propeller to the aircraft.
  • stator blades 16 located at symmetrical positions (0 and - 0) with respect to the vertical axis passing through 12H and 6H will favorably have identical geometric characteristics, in particular the thickness (e) - see example figure 19 -, the blade height L2,L21 (or clipping),..., the pitch angle of the blade is not concerned, this can be variable in order to adapt the incidence of the blades with the local properties of the flow, which will make it possible to better distribute or homogenize the load of the blades in the azimuthal direction, particularly during the incidence flight phases (angle a).
  • the interest of this criterion is to ensure that there is only one wake at a time of rotor blade 14 which interacts with a blade of the stator 16, which makes it possible to reduce the sources noise.
  • the implementation thus proposed makes it possible to change the periodicity of the interaction between the wake of the rotor 14 and the stator 16 at the origin of the tonal interaction noise.
  • the acoustic impact results in a reduction in the amplitude of the BPF - blade passing frequency - (noise level) and therefore in the emergence of said BPF in relation to broadband noise.
  • In-flight noise Effective Perceived Noise Level, EPNL, according to acoustic regulations
  • EPNL Effective Perceived Noise Level
  • a discontinuous plot of points indicates the stacking axes or the axes 19 of variation in pitch of the rotor blades 14, and
  • a discontinuous dot-dash plot indicates the stacking axes or said axes (19) of variation in pitch of the stator blades 16.
  • each index then corresponds to a different azimuthal spacing or having a different value in radians/degrees. It is this definition that must be used by default in the context of this disclosure.
  • FIG. 15 represents an example of such a case.
  • the propulsion assembly 24 comprises a propeller 10 and the system, such as the pylon 37, for fixing 27 of the propeller 10 to the aircraft.
  • the fixing system 27 (pylon 26) is connected to one of the blades 18 of the downstream stator row 16 so as to form a single aerodynamic assembly.
  • the fixing system 27 (pylon 37) can be connected to one of the blades 18 of the downstream stator 16 by material continuity.
  • the fixing system 27 (pylon 26) can come from one piece with one of the blades 18 of the downstream stator 16.
  • the fixing system 27 can be connected to one of the blades 18 of the downstream annular row 16 via one (or more) fixing means, or
  • the fixing system 27 (pylon 37) also has an aerodynamic profile similar to an aerodynamic profile of the blades 18 of the downstream stator 16.
  • the fixing system 27 therefore has the same effect on the air flow coming from the upstream annular row 14 as the blades 18 of the downstream stator 16.
  • Such an arrangement makes it possible to further reduce the noise emitted by the propeller 10.
  • the stator blades are identical (ie belong to the same family of stator blades)
  • the channel between the pylon 37 and the blades 18 of the downstream annular row 16 is reduced, which can generate shocks and accelerate the flow , subsequently causing an increase in aerodynamic losses and therefore a reduction in efficiency.
  • the downstream annular row 16 may comprise blades 18 belonging to at least 3 families of stator blades.
  • the pylon being connected to one of the blades 18 of the downstream annular row 16, it can be considered as part of a family of stator blades.
  • the pylon 37 and the two blades adjacent to the pylon 37 of the downstream annular row each belong to a distinct family of stator blades.
  • the two blades 18 of the downstream annular row located on either side of the pylon 37, and the pylon 37 belong to three different families of stator blades.
  • the nacelle 40 has an opening 41 defining an air inlet which can in particular be an inlet of a primary air flow towards the turbomachine 10 (precisely towards the compressor 2), and
  • the opening 41 is located axially between the rotor 14 and the stator 16, and even more precisely, and preferably, between the axes of the respective blades 18 of rotor 14 and stator 16.
  • the air inlet 41 can be placed over 360° (crown) or only following an angular sector.
  • the air inlet 41 may have a nozzle projecting from the nacelle.
  • the turbomachine 10 gas turbine/core engine
  • the turbomachine 10 will operate in a conventional manner, so that the air entering the opening 41 will be accelerated and compressed by the compressor(s). 2 before serving in the combustion chamber(s) then passing into the turbine(s).
  • turbomachine 10 gas turbine
  • stator row 16 of stator blades upstream of the downstream stator row 16 of stator blades, in other words, longitudinally along the propeller, between the rotor blades and the stator blades.
  • turbomachine could then successively comprise, along the longitudinal axis (X), from upstream to downstream:

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
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  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Magnetic Bearings And Hydrostatic Bearings (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Propulseur aéronautique (40) d'axe longitudinal (X) et comprenant une rangée rotorique amont et une rangée statorique aval (16) de pales (18) non carénées. Deux pales adjacentes de la rangée statorique aval (16) présentent entre elles, autour de l'axe longitudinal (X), un espacement azimutal (Δθ) dont certains au moins sont différents entre eux, de sorte que certaines au moins des pales du stator aval présentent une répartition hétérogène autour de l'axe longitudinal (X).

Description

Description
Titre : PROPULSEUR AERONAUTIQUE A AEROCOUSTIQUE AMELIOREE
Domaine technique
[0001] La présente divulgation relève du domaine des propulseurs aéronautiques d’axe longitudinal comprenant chacun 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, en phase de vol de croisière, des gaz dans la turbomachine dans la direction longitudinale (i.e. la direction de l’axe longitudinal).
[0003] Le propulseur aéronautique peut comprendre (au moins) un moteur thermique, en particulier turbomachine, turbomoteur, turboréacteur, turbosoufflante, et/ou (au moins) un moteur électrique, et/ou (au moins) un moteur à hydrogène, et/ou (au moins) un moteur hybride : thermique et/ou électrique et/ou à hydrogène.
Technique antérieure
[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 turbopropulseur de type « Propfan » ou « Open Fan » ou « Open rotor » ou « Counter-Rotating Open Rotor ») est un type de turbomachine dans laquelle la soufflante s’étend en dehors du carter moteur (ou nacelle), contrairement aux turbomachines classiques (de type « Turbofan ») dans lesquelles la soufflante est carénée.
[0006] L’ absence de carénage, à l’image des turbomachines non carénées, entraine une augmentation du niveau de bruit émis par les propulseurs aéronautiques, lesquels comprennent typiquement au moins une rangée rotorique amont dont les pales impactent les pales d’une rangée statorique aval.
[0007] En effet, le bruit généré par les rangées annulaires de pales non carénées se propage en champ libre. Une cause principale du bruit émis est liée à des structures tourbillonnaires générées dans l’écoulement d’air au niveau des extrémités radialement externes libres des pales de la rangée rotorique. Ces tourbillons de bout de pale peuvent interagir avec les pales de la rangée statorique aval. [0008] L’un des défis de ces architectures est la certification des niveaux sonores lors des opérations de décollage et d’atterrissage. Les niveaux sonores émis par les avions sont soumis à des réglementations de plus en plus strictes.
[0009] Les principales sources de bruit sur les turbomachines non-carénées sont listées ci-après :
- bruit d’interaction du tourbillon généré en bout des pales et du sillage de rotor, si celui-ci est suivi en aval d’un stator, le rotor amont interagissant avec le bord d’attaque des pales du stator aval. Cette source de bruit contribue à l’augmentation du :
-- bruit à large bande, car le taux de turbulence sur le sillage est souvent très élevé en extrémité de pale,
-- bruit tonal, lié au caractère périodique du sillage du rotor amont et du tourbillon lors des rotations de pales de rotor,
- bruit propre des pales lié à la charge stationnaire des pales (source de bruit tonal sur un rotor) et au développement de la couche limite sur les pales (rotor ou stator) ; ainsi, la source de bruit à large bande est générée lors du passage de la couche limite turbulente au niveau du bord de fuite des pales ; l’augmentation de la corde des pales sur les turbomachines non-carénées augmente la surface sur laquelle se développe la couche limite.
[0010] Il convient de noter que l’absence de nacelle sur les turbomachines non-carénées implique une réduction importante des surfaces avec des traitements acoustiques (résonateurs type nid d’abeille, matériaux absorbants, notamment matériaux poreux, ...), et donc des moyens permettant la réduction de bruit.
[0011] Par ailleurs, lorsqu’un rotor est soumis à un écoulement amont non uniforme et non parallèle à l’axe moteur - axe longitudinal précité - (vol en incidence, avec vent de travers ou effets d’installation), il apparait des forces et des moments dans le plan hélice appelés efforts 1 P.
[0012] En incidence, un rotor amont suivi d’un stator aval ne fournit pas uniquement un effort de traction dans l’axe horizontal d’avancement de l’avion (il ne s’agit pas nécessairement de l’axe longitudinal (axe du moteur/ du propulseur aéronautique) ; il s’agit de la direction d’avancement horizontale). Par exemple, lorsque le propulseur aéronautique est installé sous une aile, et/ou que le propulseur peut être orienté avec une certaine incidence par rapport à l’écoulement amont, une pale descendante du rotor voit une augmentation d’incidence et est donc soumise à des efforts accrus contrairement à une pale montante sur laquelle s’exercent des efforts réduits. Par conséquent, sur un tour moteur, une même pale de rotor est soumise à des efforts variables qui dépendent de sa position azimutale autour de l’axe longitudinal.
[0013] Des pales de stator situées en aval auront donc aussi une charge variable selon leur position azimutale. En vis-à-vis axial des pales du rotor amont, si à la position d’une pale considérée du stator l’incidence vue par la pale est plus ou moins importante, les pales descendantes de stator seront moins chargées et auront moins de giration à redresser, tandis que les pales montantes seront plus chargées et auront plus de giration à redresser.
[0014] Il est aussi à noter que l’(angle d’)incidence amont a (incidence avion) n’est pas totalement filtrée par le rotor amont. En plus de la variation des efforts 1 P, les pales de stator vont être soumises à des incidences différentes, dues à l’incidence de l’avion et la présence souvent d’un couple pylône (ou équivalent)/voilure, en fonction de leur position azimutale.
[0015] Les pales de stator situées sur la partie supérieure du moteur (zone 12H) seront en sur-incidence, donc plus chargées ; Les pales de stator situées sur la partie inférieure du moteur (zone 6H) seront en sous-incidence, donc moins chargées.
[0016] Comme conventionnellement, les positions 3H, 6H, 9H, 12H sont considérées comme sur une horloge et orientées dans le sens des aiguilles d'une montre, vu de face, depuis l’amont/l’avant sur le propulseur ou l’aéronef considéré.
[0017] Or, différentes solutions de l’art antérieur ne sont souvent relativement adaptées que dans une configuration isolée du propulseur aéronautique et à incidence nulle. En effet, la présence d’éléments environnants (mât, voilure, fuselage, etc.), une incidence non nulle du flux d’air perçu par le propulseur et la forme des pales de la rangée rotorique peuvent modifier, d’une part, la contraction et l’axisymétrie autour de l’axe longitudinal X du tube de courant de l’écoulement d’air en aval de la rangée rotorique, et/ou d’autre part, la taille des tourbillons présents dans l’écoulement d’air en aval de la rangée rotorique de sorte que la troncature des pales de la rangée statorique aval définie à partir d’une configuration isolée et à incidence nulle ne prévient plus de l’interaction entre les pales de la rangée statorique aval et les tourbillons formés par les pales de la rangée rotorique située en amont.
[0018] La présente description vise à proposer une solution à ces inconvénients.
Résumé
[0019] A ce stade, il est d’emblée précisé que, même si l’art antérieur qui précède est donc relatif à une turbomachine, la solution de l’invention s’applique à tout propulseur aéronautique non caréné et/ou de type « Open Rotor », dès lors qu’une partie de la problématique précitée n’est pas nécessairement spécifique au type de propulseur aéronautique précité.
[0020] Dans ce cadre, il est donc ici, et de façon générale, proposé un propulseur aéronautique ayant un axe longitudinal (X) et comprenant un carter et, espacées l’une de l’autre suivant ledit axe longitudinal (X), une rangée rotorique amont de pales rotoriques, non carénées, et une rangée statorique aval de pales statoriques, non carénées et s’étendant autour du carter, deux pales adjacentes de ladite rangée statorique aval de pales statoriques présentant entre elles, autour de l’axe longitudinal (X, ou axe de stator), un espacement azimutal (A0, A0j) défini par l’angle entre des axes respectifs :
-- soit d’adaptation d’un angle de calage desdites deux pales adjacentes, lorsque ces axes sont projetés dans un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal (X) et si lesdites deux pales adjacentes sont à angle de calage variable,
-- soit radiaux à l’axe longitudinal (X) et/ou passant par les extrémités radialement internes ou les extrémités radialement externes desdites deux pales adjacentes, ou par leurs centres de gravité, respectivement, si lesdites deux pales adjacentes sont à angle de calage fixe,
-- soit, pour l’un desdits axes respectifs, d’adaptation d’un angle de calage de l’une desdites deux pales adjacentes, lorsque la pale est à angle de calage variable, et, l’autre, radial à l’axe longitudinal (X) et/ou passant par l’extrémité radialement interne ou par l’extrémité radialement externe ou par le centre de gravité de ladite pale adjacente, lorsque celle-ci est à angle de calage fixe et autour de l’axe longitudinal (X), on définit une position angulaire à 12H comme positionnée verticalement vers le haut par rapport à l’axe longitudinal (X) et une position angulaire à 6H comme positionnée verticalement vers le bas par rapport à l’axe longitudinal (X), l’ensemble étant caractérisé en ce que certaines au moins desdites pales de ladite rangée statorique aval de pales statoriques présentent une répartition hétérogène autour de l’axe longitudinal (X), de telle sorte qu’il existe au moins deux dites pales adjacentes de ladite rangée statorique aval de pales statoriques qui présentent entre elles un dit espacement azimutal A0 ou A0j, tel que A0j 360°/V ; A0j > (3607V) +1 ° ou A0j < (3607V) -1 °, avec V qui définit le nombre de pales sur ladite rangée statorique aval de pales statoriques ; et/ou qu’il y a au moins deux espacements azimutaux entre les pales statoriques de la rangée statorique aval tels que A0j et A0j sont distincts lorsque i j avec, i,j < V et i,j = 1 , 2, ... .
[0021] De préférence, on choisira même A0j > (3607V) +3° ou A0j < (3607V) -3°, ou encore de préférence A0j > (3607V) +5° ou A0j < (360°/V) -5°, afin d’optimiser les effets attendus ; ces valeurs ayant été constatées comme particulièrement pertinentes, eu égard aux effets précités recherchés, alors que l’on pouvait s’attendre à des valeurs différentes.
[0022] A0i et A0j définissent respectivement deux espacements azimutaux distincts entre deux aubes adjacentes quelconques. I et j sont des indices (nombres entiers naturels : i,j=1 ,2, ...) distincts lorsque i j et inférieurs ou égaux a nombre de pales statoriques (i,j < V), V définissant le nombre de pales sur la rangée statorique aval de pales statoriques. Autrement dit : i et j sont différents et peuvent prendre une valeur (quelconque) de nombre entier parmi 1 , 2, 3, ... et (au maximum) V.
[0023] Encore autrement dit : certains au moins des espacements azimutaux des pales du stator sont différents entre eux.
[0024] Hétérogène, non homogène, irrégulière et non uniforme sont ici des synonymes concernant cette répartition azimutale, autour donc de l’axe longitudinal X (hétérogène = qui varie, qui n’est pas unique partout). Conventionnellement, l’angle de calage d’une pale peut être l'angle formé par la corde de l'un des profils et un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal, X, par exemple, le plan de rotation de la pale. La pale étant vrillée, par convention on dit que le calage est celui du profil se situant à 70% du rayon maximum.
[0025] Une telle configuration permet de prendre en compte des contraintes tant aérodynamiques, qu’acoustiques et/ou d’intégration, ne serait-ce qu’en termes de compromis entre elles. En outre, cette configuration est avantageuse d’un point de vue spécifiquement acoustique pour décorréler les sources de bruit émises par le stator ou modifier la directivité du son qui est rayonné par les pales de stator, c’est-à-dire, les zones où le rayonnement acoustique est maximal.
[0026] Par ailleurs, l’augmentation de pales de stator aux positions azimutales proches du pylône (mât ou berceau) et/ou de la voilure ou du fuselage peut être bénéfique pour réduire l’effet potentiel (remontée de pression) de cet ensemble vers le rotor amont ; augmenter localement (de façon relative) le nombre de pales de stator peut donc aider à « filtrer » ou diminuer la remontée, vers le rotor amont, de pression liée à la présence d’un mât, pylône ou berceau, ou d’une voilure (ensemble des surfaces portantes d'un aéronef) ou du fuselage.
[0027] D’un point de vue acoustique, la répartition hétérogène de pales de stator dans la direction azimutale (c’est-à-dire circonférentiellement, autour de l’axe autour duquel les pales de ladite rangée statorique aval sont disposées ; axe longitudinal X dans l’exemple), permet de modifier la directivité du bruit d’interaction généré lors de l’interaction du sillage du rotor amont avec le stator aval. [0028] Cela permet de définir des plages angulaires autour de l’axe principal du propulseur aéronautique sur lesquels on va réduire le nombre de pales de stator pour réduire le bruit émis vers le sol (« community noise ») et/ou vers la cabine de passager (« cabin noise »).
[0029] D’un point de vue aérodynamique, la répartition hétérogène de pales de stator permet de mieux répartir la charge aérodynamique des stators lors des phases de vol en incidence (par exemple, l’angle d’attaque est élevé au décollage et/ou à l’atterrissage), et de l’hétérogénéité de charge des pales stator liée aux efforts 1 P (efforts sur la pale de l’hélice dans une direction perpendiculaire à l’axe moteur, ce qui modifie l’écoulement à l’aval du rotor amont en fonction de sa position azimutale).
[0030] D’un point de vue intégration, la répartition hétérogène de pales de stator permet de contourner les servitudes sous le carter ou le moyeu, de réduire la remontée de pression de la voilure/surface portante à l’aval des pales de stator et/ou d’éviter l’interaction des sillages du stator avec la voilure, ainsi que de s’adapter à l’intégration du pylône si nécessaire. A noter qu’il est connu qu’un pylône soit situé à l’amont des pales de rotor/stator (configuration dite « pusher »/pousseur), à la différence d’une configuration privilégiée type « puller «/tireur avec le pylône, et/ou une rangée de pales statoriques, à l’aval ou au niveau des pales de stator, pour une architecture type USF. D’un point de vue acoustique, un avantage d’une configuration type « puller » est d’éviter l’impact du sillage du pylône, mât ou berceau avec l’ensemble de pales du rotor. D’un point de vue aérodynamique, un avantage d’une configuration type « puller » est de ne pas introduire une distorsion ou hétérogénéité dans l’écoulement d’air à l’amont du rotor, ce qui peut dégrader sa performance et augmenter les phénomènes de réponse vibratoire sur les pales du rotor. Une configuration puller permet par ailleurs d’installer le moteur sous aile, ce qui est un avantage pour l’avionneur, pour le centre de gravité de l’avion.
[0031] Ainsi, la solution ci-avant présente par ailleurs l’avantage d’être particulièrement adaptée à un propulseur aéronautique de type USF. Dans ce cadre, bien qu’un USF type « puller » puisse être privilégié, on peut envisager un USF type « pusher ».
[0032] Dans le présent document et dans US 9242721 , les problèmes et effets techniques associés sont différents. Le problème identifié dans US 9242721 est la formation de chocs en pied des pales de rotor lorsque le nombre de pales de rotor amont augmente. Les chocs créent des pertes aérodynamiques et la diminution du nombre de pales de rotor augmente le bruit, car les pales sont plus chargées. Pour résoudre ce problème pour une architecture à rotors contrarotatifs (type CROR), US 9242721 propose une roue supplémentaire de pales de stator à l’amont du rotor. Le but de cette roue de stator (effet technique) est d’éviter la formation de chocs en pied de pale (pour améliorer le rendement/l’aérodynamisme) et de pouvoir augmenter le nombre de pales de rotor (pour diminuer le bruit).
[0033] Au contraire, dans la présente solution, on pourra privilégier que le propulseur, de type USF, comprenne une seule rangée annulaire de pales rotoriques non carénées, laquelle est ladite rangée amont de pales rotoriques précitée, évitant ainsi poids, complications techniques d’intégration et interactions aérodynamiques entre les rotors contra rotatifs.
[0034] Le terme « non carénée » utilisé en référence à la rangée rotorique amont et à la rangée statorique aval indique que les pales de la rangée rotorique amont et les pales de la rangée statorique aval ne sont pas entourées par une nacelle (autrement dit les pales statoriques présentent une extrémité libre radialement externe), contrairement aux propulseurs aéronautiques classiques dans lesquelles la soufflante est carénée à l’intérieur d’une nacelle.
[0035] Compte tenu des propos ci-avant, c’est donc autour d’un moyeu que s’étendra la rangée amont rotorique, non carénée, et autour d’un carter (fixe), situé en aval, que s’étendra la rangée statorique, également non carénée.
[0036] Les pales de la rangée rotorique amont et/ou de la rangée statorique aval peuvent être à calage variable ; toutes ou seulement certaines.
[0037] Tous les espacements azimutaux entre deux pales adjacentes de la série de pales de ladite rangée aval de pales statoriques pourront être différents les uns des autres.
[0038] Cela peut être avantageux d’un point de vue acoustique pour décorréler les sources de bruit émises par le stator ou modifier la directivité du son, c’est-à-dire, les zones où le rayonnement acoustique est maximal.
[0039] Une situation pertinente pourra aussi se présenter si toutes les pales de la rangée statorique aval ont une répartition homogène autour de l’axe longitudinal (X), sauf à l’endroit d’un seul secteur angulaire. Cette « répartition homogène » pourra être telle que : A0 < 3607V, pour tout espacement azimutal entre deux pales, (circonférentiellement) adjacentes/successives, concernées. Le secteur angulaire précité sera favorablement limité entre 15° et 75°, ou de préférence entre 25° et 60°. Ainsi, on pourra limiter le bruit émis par les pales de stator en liaison avec une réalisation moins complexe que dans d’autres situations « hétérogènes », tout en conservant un nombre de pales de rotor et/ou de stator optimisé.
[0040] Ainsi, on pourra tenir compte de la présence d’une proéminence ou d’un moyeu non-axisymétrique autour de l’axe longitudinal X s’étendant entre deux pales de ladite rangée annulaire aval de pales statoriques, ou de façon axialement adjacente à ces deux pales. En présence d’un pylône, d’un berceau ou d’un mât de fixation du propulseur à l’aéronef, il sera possible d’avoir un espacement azimutal augmenté entre les deux pales de stator d’un côté et de l’autre de la proéminence, par exemple du pylône.
[0041] Ceci sera en particulier valable pour un nombre de pales statoriques V d’intérêt variant entre 8 et 14.
[0042] Dans le contexte favorable ci-avant, le nombre de pales de la rangée statorique aval de pales statoriques sera utilement supérieur ou égal à 5, pour cette recherche de limitation du bruit émis par les pales de stator et/ou d’efficience : facilité de réalisation/maintenance/effet dynamique sur l’écoulement.
[0043] L’augmentation d’espacement permettra si nécessaire d’assurer sous le moyeu, typiquement dans la nacelle située alors à l’aval, l’intégration du système d’accrochage du propulseur aéronautique, et/ou du système de (changement de) calage des pales, et/ou le passage de conduits de servitudes (huile, air, ...).
[0044] On pourra par ailleurs trouver avantage à ce que, sur l’une au moins des rangée rotorique amont de pales rotoriques et rangée statorique aval de pales statoriques, il existe un rapport C/E entre la corde, C, et l’espacement azimutal E entre deux pales consécutives, autour de de l’axe longitudinal (X) tel que C/E est inférieur à 3 sur l’ensemble de l’envergure.
[0045] Et même encore plus avantageusement, le rapport C/E pourra être inférieur à 1 aux extrémités radialement externes de deux pales de la même rangée (amont et/ou aval) consécutives, ou adjacentes, circonférentiellement ou azimutalement.
[0046] Ce critère sera utilement respecté pour un nombre de pales stators (entre 8 et 14) que l’on pourra choisir de privilégier. Un avantage à une solidité (rapport C/E) faible (C/E de préférence inférieur à 1 en tête) est de réduire les interactions d’aube à aube. D’un point de vue aérodynamique, si C/E est grand (supérieur à 3 ou 4), le canal ou section de passage de l’écoulement entre les pales est réduit. Cela augmente la vitesse de l’écoulement entre les pales, ce qui peut produire la génération d’ondes de chocs (entre les pales) et donc des pertes de rendement à certains points de fonctionnement. D’un point d’acoustique, plus la solidité (C/E) est faible plus on réduit la corrélation des sources de bruit entre les pales.
[0047] Il est rappelé que, conventionnellement, E est la longueur (unités en mètres) de l’arc de circonférence entre les axes (tels que 180a/180b ci-après) de deux pales statoriques adjacentes. Elle peut être reliée à A0 par l’équation : E=r*A0 lorsque A0 est mesuré en radians et r correspond à la position radiale autour de l’axe longitudinal (X). [0048] On pourra par ailleurs prévoir que la rangée rotorique amont de pales rotoriques et la rangée statorique aval de pales statoriques présentent des nombres de pales différents.
[0049] Dans l’art antérieur, un inconvénient est lié à l’ajout de stators à l’amont des pales de rotor. En effet, cela risque de créer de nouvelles sources de bruit, telles que l’interaction des sillages du stator amont avec les pales du rotor aval. Ainsi, la réduction de bruit à laquelle on pourrait s’attendre en augmentant le nombre de pales de l’hélice amont peut être (au moins partiellement) masquée par les nouvelles sources de bruit.
[0050] Au contraire, dans la présente solution, on pourra privilégier que le nombre de pales du rotor amont soit effectivement supérieur au nombre de pales du stator aval, limitant ainsi les sources de bruit parasites ou supplémentaires.
[0051] Ainsi, par exemple, dans le cas où les pales rotoriques et les pales statoriques sont distribuées de manière homogène dans la direction azimutale, utiliser la solution de l’invention avec douze dites pales à la rangée rotorique amont de pales rotoriques et huit dites pales à la rangée statorique aval de pales statoriques générerait quatre sillages de rotor pouvant interagir simultanément avec quatre pales de stator, ce qui pourrait augmenter le bruit émis par le propulseur aéronautique. Mais, avec une distribution azimutale de pales statoriques hétérogène, on peut éviter cette problématique, tout en conservant donc le nombre de pales de rotor et de stator optimisé précité.
[0052] Cela est un exemple qui illustre l’intérêt d’une distribution azimutale de stators hétérogène, mais ce ne sera pas nécessairement le cas à privilégier. Les nombres de pales à privilégier pourront en effet être plutôt (rotor-stator) : 12-10 ou 14-12 ou encore 14-11.
[0053] Au moins pour une uniformisation/limitation des sillages et une limitation du bruit, il est aussi proposé qu’il y ait au moins 2 familles de pales statoriques dans la rangée de pales statoriques, de préférence au moins 3 familles de pales statoriques, et dans lequel chaque famille de pales statoriques comprenne une ou plusieurs pales statoriques ayant les mêmes caractéristiques géométriques (comprenant au moins la corde (C), l’épaisseur (e), la hauteur (telle que L2 ou L21 ci-après) d’une pale statorique) dans laquelle au moins une desdites caractéristiques géométriques (au moins corde, épaisseur, hauteur) est différente des mêmes caractéristiques géométriques (corde, épaisseur, hauteur) des pales statoriques d’une autre famille de pales statoriques.
[0054] Un ensemble de caractéristiques géométriques d’une pale statorique peut comprendre la corde, l’épaisseur et la hauteur.
[0055] L’ensemble de caractéristiques géométriques d’une pale statorique peut comprendre en outre au moins l’un parmi la cambrure, la flèche et le dièdre. [0056] Il est aussi proposé au moins 3 familles de pales statoriques, de préférence au moins 5 familles de pales statoriques, et dans lequel chaque famille de pales statoriques comprend une pale statorique, dans laquelle au moins une des caractéristiques géométriques de l’ensemble de caractéristiques géométriques est différente des mêmes caractéristiques géométriques d’une pale statorique d’une autre famille de pales statoriques.
[0057] Il est aussi proposé au moins 3 familles de pales statoriques, de préférence au moins 5 familles de pales statoriques, et dans lequel chaque famille de pales statoriques comprend au moins deux ou exactement deux pales statoriques ayant un même ensemble de caractéristiques géométriques, dans laquelle au moins une des caractéristiques géométriques de l’ensemble de caractéristiques géométriques est différente des mêmes caractéristiques géométriques des pales statoriques d’une autre famille de pales statoriques.
[0058] Il est aussi proposé au moins 3 familles de pales statoriques, de préférence au moins 5 familles de pales statoriques, et dans lequel chaque famille de pales statoriques comprend une ou plusieurs pales statoriques, les pales statoriques d’une même famille qui comprend plusieurs pales statoriques ayant un même ensemble de caractéristiques géométriques, dans laquelle au moins une des caractéristiques géométriques de l’ensemble de caractéristiques géométriques est différente des mêmes caractéristiques géométriques des pales statoriques d’une autre famille de pales statoriques.
[0059] Il peut être aussi prévu que la rangée de pales statoriques comprenne au moins 3 pales statoriques adjacentes appartenant chacune à des familles de pales statoriques différentes. Autrement dit, pour 3 pales statoriques adjacentes appartenant chacune à des familles de pales statoriques différentes, il peut être prévu que la rangée de pales statoriques comprenne 3 pales statoriques séparées l’une de l’autre par des espacements azimutaux A0j et A0j+i avec i= 1 , 2,... et appartenant chacune à des familles de pales statoriques différentes.
[0060] Prévoir par ailleurs :
- que max{A0i} - min{A9j} < 120°, de préférence <75°, ou encore de préférence <50°, pour i,j = 1 , 2,... lorsque i j avec i,j < V et V>5 (V : nombre de pales sur ladite rangée aval de pales statoriques), et/ou
- que IIA0i-A9adjacentll 120°, de préférence <75°, ou encore de préférence <50° avec V>5, permettrait d’éviter qu’un secteur angulaire trop importante soit complètement dépourvue de pales de stators, ce qui pourrait réduire le redressement de l’écoulement à l’aval du rotor amont, donc générer : - un problème aérodynamique lié à une perte de poussée et/ou de rendement, et/ou
- des problèmes de répartition et/ou d’équilibrage du poids autour de l’axe longitudinal X et quant à l’intégration précitée.
[0061] Un intérêt à l’optimisation évoquée des valeurs d’angle est de s’assurer qu’il n’y a pas plus d’espacements azimutaux différents que de pales de stator (physiquement impossible), tel qu’on les a définis.
[0062] A0i et AQadjacent sont deux secteurs angulaires ou espacements azimutaux (A0, A0j, A0j) adjacents entre eux dans la direction circonférentielle, c’est-à-dire ayant un axe de stator (axe autour duquel sont circonférentiellement disposées les pales du stator 16) commun.
[0063] L’axe de stator (axe autour duquel sont disposés radialement les pales de stator) peut bien sûr être l’axe longitudinal X, en général.
[0064] Prévoir par ailleurs que le nombre d’espacements azimutaux différents (A0, A0j, A0j), sur l’ensemble des pales de ladite rangée aval de pales statoriques, soit compris entre 2 et 6 permettrait de mieux adapter la géométrie de la pale aux propriétés locales de l’écoulement (sous incidence) et/ou de mieux répartir le poids de la grille d’aubes (ou pales, les deux termes sont confondus) autour de l’axe longitudinal (X) du propulseur.
[0065] Concernant l’aspect « incidence », il est noté que l’incidence avion (angle a ci- après) peut être défini comme l’angle entre l’axe longitudinal du fuselage (axe X1 ci- après) et la direction de l’écoulement à l’amont du fuselage (ou la direction d’avancement de l’aéronef). Il peut avoir un angle (angle p ci-après) différent de zéro degré entre l’axe longitudinal X du propulseur et l’axe longitudinal X1 du fuselage - repère 33 ci-après - ou de l’aéronef, lorsque ces axes sont projetés dans un plan vertical passant par les positions 12H et/ou 6H et contenant l’axe longitudinal X du propulseur (l’angle p est parfois appelé « tilt angle » ou « cant angle » en anglais). Il s’agit du plan à prendre en compte sur la figure 2 ci-après mentionnée, où l’angle p est représenté (ici, de façon non exclusive/limitative, dans une situation de montage du propulseur sous une aile - repère 31 ci-après - de l’aéronef concerné).
[0066] L’ axe longitudinal du fuselage (ou de l’aéronef, axe X1 ci-après) peut être défini comme l’axe de roulis de l’aéronef, qui peut correspondre :
- à un axe allant du nez (à l’amont ; repère 33a ci-après) à la queue (à l’aval) du fuselage, ou en alternative
- à l’axe qui passe par la position la plus à l’amont et la plus à l’aval du fuselage, en vol de croisière.
Ces axes X et X1 peuvent ne pas être parallèles ( ? ¥= 0°). Par exemple, cela peut être utile pour réduire l’incidence et donc les efforts 1P qui sont perçus par les pales rotoriques lors des phases de décollage. Afin de minimiser ces effets pénalisants pour l’aérodynamique et la tenue mécanique des pales, (la valeur absolue de) l’angle II/3II peut varier entre 0,5° et 30°, de préférence entre 2° et 20°, ou encore de préférence entre 3° et 10°.
[0067] L’aspect « valeur absolue » de) l’angle (ll/JII) est important car l’inclinaison :
- devrait typiquement être vers le bas en cas d’installation du propulseur sous une aile de l’aéronef, mais
- pourrait être vers le haut, en cas d’installation vers l’arrière du fuselage, ceci pour limiter les effets d’incidence en phase de décollage et/ou atterrissage.
[0068] A ce sujet, il pourra d’ailleurs être pertinent que l’invention puisse s’appliquer à un aéronef (qui présentera un axe longitudinal (X1) et comprendra un propulseur aéronautique comme défini dans le présent texte, avec tout ou partie des caractéristiques évoquées, un fuselage et une aile à laquelle ou auquel sera fixé le propulseur), cet aéronef étant utilement tel :
-- que (la valeur absolue II//II de) l’angle /3 entre l’axe longitudinal (X) du propulseur aéronautique et l’axe longitudinal de l’aéronef (X1) varierait entre 0.5° et 30°, de préférence entre 2° et 20°, ou encore de préférence entre 3° et 10°, et/ou
-- que l’on aurait : d1 d2, et, d1ou d2 inférieurs à 0,75*D, de préférence inférieurs à 0,5*D ou encore de préférence inférieurs à 0,3*D.
[0069] L’ intérêt sur l’angle /3 est comme ci-avant sur une efficience accrue en phase de décollage et/ou atterrissage et/ou d’installation vers l’arrière du fuselage ; L’intérêt lié à d1 ou d2 est de couvrir des cas de fixation du propulseur aéronautique à (notamment sous) une aile ou, plus généralement encore à notamment (sous) toute voilure, de l’aéronef concerné.
[0070] Il sera noté que, pour un propulseur conforme à l’invention, fixé devant la voilure d’un aéronef vu de face/de l’avant :
- d1 peut être défini comme la distance axiale (selon l’axe longitudinal X) entre le bord de fuite (BF) de la pale statorique au niveau de l’extrémité libre (repère 25 ci-après) et le bord d’attaque (BA) de la voilure (ou aile), et cela pour la pale statorique la plus proche (azimutalement) du bord d’attaque de la voilure (ou aile) et contenue dans le secteur angulaire compris entre 12H et 6H en passant par 9H (par exemple, dans la figure 10 mentionnée ci-après, d1 est mesuré par rapport à la pale entourée repérée d1 ), et
- d2 peut être défini comme la distance axiale (selon l’axe longitudinal X) entre le bord de fuite de la pale statorique au niveau de l’extrémité libre et le bord d’attaque de la voilure (ou aile), et cela pour la pale statorique la plus proche (azimutalement) au bord d’attaque de la voilure et contenue dans le secteur angulaire compris entre 12H et 6H en passant par 3H (par exemple, dans la même figure 10, d2 est mesuré par rapport à la pale entourée repérée d2).
[0071] Autrement dit :
- d1 peut alors concerner la pale statorique la plus radialement intérieure (située comme prémentionné : typiquement aux alentours de 9H, pour un propulseur disposé sous l’aile droite de l’aéronef ou aux alentours de 3H, pour un propulseur disposé sous l’aile gauche), et
- d2 peut alors concerner la pale de stator la plus radialement extérieure (située comme prémentionné : typiquement aux alentours de 3H pour un propulseur disposé sous l’aile droite, ou aux alentours de 9H, pour un propulseur disposé sous l’aile gauche).
[0072] Pour par ailleurs répondre à des cas de charges inappropriées de pales (voir ci- avant), il pourra être pertinent que l’invention puisse s’appliquer audit aéronef qui aurait alors comme spécificité que la valeur absolue dudit angle /? (II0II) varierait entre 0.5° et 30°, de préférence entre 2° et 20°, ou encore de préférence entre 3° et 10°.
[0073] Prévoir par ailleurs que le rapport entre :
- la distance (S), suivant l’axe longitudinal (X), entre les deux plans médians, perpendiculaires à l’axe longitudinal, respectivement de la rangée rotorique amont de pales rotoriques et de la rangée statorique aval de pales statoriques, et
- le diamètre maximum du propulseur aéronautique (D), en extrémités radialement externes des pales de la rangée rotorique amont de pales rotoriques ou de la rangée statorique aval de pales statoriques,
(autrement dit que l’espacement (S) entre l’axe d’adaptation de l’angle de calage - ou l’axe où sont situés les centres de gravité desdites pales - des deux rangées amont/aval et le diamètre moteur (D), donc S/D) soit compris entre 0.01 et 0.8, et même de préférence entre 0.15 et 0.35, permettrait de limiter certaines interférences de sillages critiques entre les deux rangées de pales et donc de réduire le bruit tout en limitant la longueur axiale du propulseur aéronautique.
[0074] Si l’on souhaite réduire le bruit au sol, il convient de réduire le nombre de pales de stator pouvant rayonner vers le sol, ainsi le ou les espacement(s) azimutal(ux) (A0, AOj, AOj) le(s) plus grands(s) angulairement sera(seront) alors situé(s) entre les pales disposées entre les positions angulaires entre 8H et 4H (dans le cas d’une configuration pusher avec pylône à 3H ou 9H, il peut y avoir des pales de stator 16 entre 10H et 2H), en en particulier ou de préférence à 2H et 4H et/ou à 8H et 10H.
[0075] Si l’on souhaite favoriser un équilibre du poids du propulseur et éviter un moment résiduel sur l’axe longitudinal X lié à la distribution hétérogène des stators, on privilégiera :
- autour de l’axe longitudinal (X) et vue de l’amont, une répartition des pales de la rangée aval de pales statoriques situées entre 2H et 4H et celle entre 8H et 10H qui sera symétrique par rapport à un axe de symétrie passant par l’axe longitudinal (X) et par 12H et 6H, et
- que lesdites pales statoriques de la rangée aval soient positionnées à des positions symétriques (0 et - 0) par rapport à l’axe passant par l’axe longitudinal (X) et par 12H et 6H présentent des épaisseurs et des hauteurs de pales identiques.
[0076] Il est rappelé que :
- une épaisseur (de pale) correspond à la longueur ou distance maximale entre l’intrados et l’extrados d’une coupe de cette pale, dans la direction perpendiculaire à une ligne droite qui relie le bord d’attaque avec le bord de fuite de la coupe,
- une hauteur (de pale) est mesurée entre une extrémité radialement interne 23 (au niveau du moyeu ou de la nacelle) et une extrémité radialement externe 25 (extrémité libre) de la pale considérée.
[0077] Pour s’assurer qu’il n’y a qu’un seul sillage de pale de rotor qui interagit avec une pale du stator à la fois, et donc diminuer les sources de bruit, on cherchera à ce que l’espacement azimutal entre les axes d’adaptation de l’angle de calage des pales respectivement de la rangée amont rotorique et de la rangée aval statorique soit défini par : H0r,n - 0s, mil >1 ° ou de préférence >2°, où 0r,n et 0s, m correspondent à la position angulaire de l’axe d’adaptation de l’angle de calage de l’n-ième pale de la rangée amont de pales rotoriques et la m-ième pale de la rangée annulaire aval de pales statoriques, respectivement à un instant où les axes de changement de calage d’une pale de la rangée amont de pales rotoriques et d’une pale de la rangée aval de pales statoriques sont alignés, lorsqu’ils sont projetés sur un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal (X), n étant un entier naturel variant entre 1 et B, B étant le nombre de pales de la rangée amont de pales rotoriques et m un entier naturel variant entre 1 et V. Plus généralement, il s’agira de l’axe tel que défini par « axe de stator », pour une pale de stator à calage fixe ou variable.
[0078] En liaison avec cet effet de sillage unique, certaines au moins desdites pales de ladite rangée amont de pales rotoriques et/ou de la rangée aval de pales statoriques pourront utilement présenter entre elles des variations de corde (C) et d’épaisseur (e). [0079] Et, certaines au moins des pales de ladite rangée amont de pales rotoriques pourraient aussi présenter une répartition hétérogène autour de l’axe longitudinal (X).
[0080] Outre un propulseur aéronautique comme précité, est aussi concerné par la présente description un aéronef présentant un axe longitudinal d’aéronef (X1 ), l’aéronef comprenant au moins un dit propulseur aéronautique et une structure à laquelle est fixée le propulseur aéronautique.
[0081] Dans ce cas, la structure de l’aéronef comprendra typiquement un fuselage, et le secteur angulaire autour de l’axe longitudinal (X) où le nombre de pales de la rangée annulaire aval de pales statoriques est le plus grand pourra être situé dans la partie supérieure et/ou vers le fuselage.
[0082] Ainsi, on limitera les émissions sonores vers le sol et protégera les populations au voisinage des aéroports. Le bruit des pales situées vers le haut et/ou vers l’intérieur pourrait avoir un rayonnement vers le sol réduit du fait de leur position azimutale et des éventuels effets d’écran produits par la voilure (si situé sous/sur l’aile), le fuselage et le mât, pylône ou berceau de fixation du propulseur à l’aéronef.
[0083] Si l’on souhaite, de façon différente, minimiser le bruit rayonné vers la cabine de passagers et l’interaction acoustique avec le fuselage, alors on privilégiera que le secteur angulaire autour de l’axe longitudinal (X) où le nombre de pales de la rangée aval de pales statoriques est le plus grand soit situé dans la partie supérieure et/ou dans une zone de la rangée aval de pales statoriques la plus éloignée du fuselage.
[0084] Par ailleurs, l’augmentation du nombre de pales de stator aux positions azimutales proches du mât, pylône ou berceau de fixation et de la voilure (si elle est immédiatement proche) peut être également intéressant pour réduire l’effet potentiel (remontée de pression) vers le rotor amont. On choisira alors favorablement que le secteur angulaire autour de l’axe longitudinal (X) où le nombre de pales de la rangée aval de pales statoriques est plus grand soit situé là où la distance, parallèlement à l’axe longitudinal (X), entre le bord de fuite des pales de la rangée aval de pales statoriques et le bord d’attaque de la voilure soit la plus faible.
[0085] Autre considération possible : que les stators en vis-à-vis des pales de rotor amont montantes soient plus chargés et aient plus de giration à redresser. Pour cela, on conseille que le secteur angulaire autour de l’axe longitudinal (X) où le nombre de pales de la rangée aval de pales statoriques est plus grand soit situé d’un côté du propulseur où les pales concernées de la rangée amont de pales rotoriques sont prévues pour être ascendantes, compte tenu du sens de rotation défini pour la rangée amont de pales rotoriques. [0086] Cette l’augmentation du nombre de pales de ce côté permettra de mieux répartir la charge des stators, ce qui qui être également intéressant pour réduire le bruit.
[0087] Chaque pale de la rangée rotorique amont peut s’étendre selon une direction radiale depuis le moyeu de sorte à définir une dimension radiale (ou hauteur de pale) entre ledit moyeu et une extrémité radialement externe de la pale considérée, la dimension individuelle (possiblement de chacune) des pales de la rangée rotorique amont étant supérieure à la dimension radiale de chaque pale de la rangée statorique aval considérée entre ledit carter et une extrémité radialement externe de la pale considérée. Autrement dit, les pales de la rangée statorique aval peuvent être tronquées au niveau de leur extrémité libre 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 rotorique amont sur les pales de la rangée statorique aval. On entend par « pale tronquée » que la pale présente une dimension radiale réduite et/ou une extrémité (ou surface d’extrémité) radialement externe réduite. Alternativement, il peut être prévu qu’au moins une pale de la rangée amont présente une dimension radiale supérieure à celle d’au moins une pale de la rangée aval. Alternativement encore, il peut être prévu qu’au moins une pale de la rangée rotorique amont présente une dimension radiale supérieure à la dimension radiale individuelle (possiblement de chacune) des pales de la rangée aval.
[0088] 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 (respectivement du carter) 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 (par exemple, pour une pale fixe) ou au niveau de l’axe de changement de calage de la pale considérée. L’extrémité radialement interne d’une pale est aussi appelée « pied de pale ».
[0089] 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 de 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 individuelle (possiblement de chacune) des pales peuvent être radialement alignées, i.e. au niveau d’une même position longitudinale, ou être longitudinalement décalées l’une par rapport à l’autre.
[0090] La rangée statorique aval peut comprendre entre 3 et 25 pales. Le nombre de pales de la rangée rotorique amont peut être différent du nombre de pales de la rangée annulaire aval, et on privilège B>V+1 ou encore de préférence B>V+2. Cela permet de minimiser encore le niveau de bruit émis par le propulseur aéronautique.
[0091] Comme déjà indiqué en référence au rapport C/E, 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.
[0092] Le rapport entre la distance dans la direction longitudinale entre un plan médian de chaque rangée annulaire qui est normal à l’axe longitudinal, et le diamètre du propulseur aéronautique peut varier entre 0.01 et 0.8, et même de préférence entre 0.15 et 0.35. Le plan médian normal à l’axe longitudinal respectif de chaque rangée annulaire peut être le plan contenant un axe de changement de calage respectif de chacune des pales de la rangée annulaire correspondante.
[0093] Ainsi, on limite, voire on évite, des interférences entre les rangées annulaires de pales.
[0094] La rangée rotorique amont et la rangée statorique 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.
[0095] Le propulseur aéronautique peut avoir une configuration dite « puller » (rangée rotorique amont et rangée statorique aval situées au niveau d’une portion d’extrémité amont du propulseur aéronautique) ou une configuration dite « pusher » (rangée rotorique amont et rangée statorique aval situées au niveau d’une portion d’extrémité aval du propulseur aéronautique).
[0096] Dans la configuration puller, la rangée rotorique amont et la rangée statorique aval peuvent entourer une section de(s) compresseur(s) ou du boitier de réduction de vitesse (« gearbox » en anglais) du propulseur aéronautique. Dans la configuration pusher, la rangée rotorique amont et la rangée statorique aval peuvent entourer une section de(s) turbine(s) du propulseur aéronautique.
[0097] Sous un aspect, le propulseur aéronautique pourra comprendre successivement, le long de l’axe longitudinal (X), d’amont vers l’aval :
- au moins un compresseur,
- au moins une chambre de combustion,
- au moins une turbine entraînant le(s) compresseur(s), et - une entrée d’air vers le(s) compresseur(s), l’entrée d’air étant située à l’aval de la rangée rotorique amont de pales rotoriques, et en amont de la rangée statorique aval de pales statoriques, autrement dit, longitudinalement le long du le propulseur, entre les pales rotoriques et les pales statoriques.
[0098] 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 statorique avalde sorte à former un ensemble aérodynamique unique.
[0099] Selon un autre aspect, il est décrit un aéronef comprenant un propulseur aéronautique tel que décrit ci-avant ou un ensemble propulsif tel que décrit ci-avant.
Brève description des dessins
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 toutes les pales sont non carénées, et :
[Fig.1 ] est une vue schématique partielle en coupe d’une turbomachine utilisable ici, donc à rotor amont et stator aval, dans une configuration « pusher »,
[Fig.2] est une vue schématique d’un propulseur dans une configuration qui peut être « puller », dans une phase qui peut être de décollage, avec donc une incidence avion (angle a) ;
[Fig.3] est une vue schématique partielle en coupe d’une turbomachine utilisable ici, dans une configuration « puller »,
[Fig.4] peut représenter la turbomachine de la figure 3 dans le plan de coupe IV-IV (stator) normal à l’axe longitudinal X, avec un exemple d’agencement possible de la rangée annulaire de pales du stator aval,
[Fig.5] est une vue schématique, suivant le même plan de coupe que celui de la figure 4, de face (vue de l’amont) illustrant un autre agencement de la rangée annulaire de pales du stator aval ;
[Fig.6] est une vue schématique, suivant encore le même plan de coupe, illustrant un autre agencement de la rangée annulaire de pales du stator aval ;
[Fig.7] est une vue schématique, suivant encore le même plan de coupe, illustrant un autre agencement de la rangée annulaire de pales du stator aval ;
[Fig.8] est une vue schématique, suivant encore le même plan de coupe, illustrant un autre agencement de la rangée annulaire de pales du stator aval ;
[Fig.9] est une vue schématique, suivant encore le même plan de coupe, illustrant un autre agencement de la rangée annulaire de pales du stator aval ;
[Fig.10] est une demi-vue schématique de face (vue de l’amont) de la solution de la figure 9, avec une fixation sous aile du propulseur;
[Fig.11] est une demi-vue schématique de dessus de la figure 10, avec une configuration de pales du stator qui peut être celle de la figure 4 ou 9 ;
[Fig.12] est une vue schématique, suivant encore le même plan de coupe que celui de la fig.4, illustrant un autre agencement de la rangée annulaire de pales du stator aval ;
[Fig.13] est une vue schématique, suivant encore le même plan de coupe, illustrant un autre agencement de la rangée annulaire de pales du stator aval ;
[Fig.14] schématise, suivant encore le même plan de coupe, un espacement azimutal souhaité entre les pales du rotor amont et celles du stator aval ;
[Fig.15] est un schéma d’intégration monobloc d’au moins une pale de stator aval dans le système de fixation du propulseur à l’aéronef ;
[Fig.16] schématise une autre solution, avec montage via un berceau de fixation entre le propulseur et une aile de l’aéronef ;
[Fig.17] schématise un aéronef pourvu de deux propulseurs fixés au fuselage via des mâts, chaque propulseur respectant un espacement azimutal hétérogène des pales, sur le stator aval,
[Fig.18] et
[Fig.19] schématisent une pale statorique (pale aval) et une manière de considérer l’angle de calage de cette pale, la figure 19 correspondant à la coupe XVIII-XVIII de la figure 18, cette dernière et la figure 2 figurant des écoulements d’air autour du propulseur (lignes avec flèches multiples) ;
[Fig.20] schématise ce qu’est l’angle, ou « espacement azimutal » AOj ou A0j entre deux pales consécutives de stator, et
[Fig.21] peut compléter la figure 2, et schématise un cas d’incidence avion, vue de côté, avec un propulseur dans une configuration qui peut être « puller », dans une phase qui peut être de décollage, avec donc un angle P non nul, dans l’exemple.
Description des modes de réalisation
[0100] A titre d’exemple, un propulseur aéronautique compatible avec ce que propose l’invention pourra être une turbomachine, comme celle des figures 1 à 3.
[0101] Tout propulseur ici visé, comme la turbomachine, 10, comprend un moyeu 12 situé en amont (AM) d’un carter moteur 13. Une rangée rotorique amont 14, annulaire, de pales 18 non carénées est montée sur le moyeu 12 (autour de lui), et une rangée statorique aval 16, annulaire, de pales 18 non carénées est montée sur le carter moteur 13 (autour de lui). Les deux rangées sont espacées l’une de l’autre suivant un axe longitudinal X de la turbomachine 10.
[0102] Le moyeu 12 et le carter moteur 13 pourront être confondus sous le terme nacelle 40, la nacelle 40 étant la structure autour de laquelle sont disposées et s’étendent les pales 18 de rotor 14 et de stator 16. La nacelle 40 est elle-même fixée à l’aéronef que le propulseur aéronautique ici visé doit entraîner.
[0103] Comme on l’aura déjà compris, les qualificatifs d’orientation, tels que « longitudinal », « radial » ou « circonférentiel », sont définis par référence à l’axe longitudinal X du propulseur considéré, comme sur la turbomachine 10. La direction longitudinale correspond ici à la direction d’avance du propulseur ou à l’axe de rotation des pales du rotor amont 14. En particulier, la direction longitudinale peut coïncider avec une direction horizontale, i.e. perpendiculaire au champ de pesanteur. Les qualificatifs relatifs « amont » (AM) et « aval » (AV) sont définis l’un par rapport à l’autre en référence à l’écoulement des gaz dans du propulseur, suivant 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 6H est ainsi perpendiculaire à un axe s’étendant radialement en passant par les positions angulaires à 3H et 9H. Les qualificatifs de position absolue, tels que les termes « haut », « bas », « gauche », « droite », etc., ou de position relative, tels que les termes « dessus », « dessous », « supérieur », « inférieur », etc., et les qualificatifs d’orientation, tels que les termes « vertical » et « horizontal » font ici référence à l’orientation des figures et sont considérés dans un état opérationnel du propulseur, 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 monté le propulseur 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 monté le propulseur 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 » du propulseur 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.
[0104] Ainsi, la rangée statorique aval 16 (ou stator) est fixe autour de l’axe longitudinal X. Autrement dit, la rangée statorique 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 statorique aval 16 peut être à calage variable.
[0105] Si le propulseur aéronautique considéré est (ou comprend) une turbomachine, celle-ci sera donc un moteur à turbine comprenant successivement, parallèlement à l’axe longitudinal (X), d’amont en aval à l’intérieur de la nacelle 40 (y compris sous le carter moteur 13) :
- un (ou des) compresseur(s) 2,
- au moins une chambre de combustion 4,
- une (ou des) turbine(s) 6 entraînant le(s) compresseur(s), et
- au moins une tuyère d’échappement 8.
[0106] 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 à 3, la rangée rotorique amont 14 de pales 18 non carénées est montée mobile en rotation autour de l’axe longitudinal X et la rangée statorique aval 16 de pales 18 non carénées est fixe. Le sens de rotation des pales 18 de la rangée rotorique amont 14 (ou rotor) n’est pas déterminant.
[0107] La rangée statorique aval 16 peut être centrée sur un axe coïncidant ou non avec l’axe longitudinal X. Dans les exemples présentés, la rangée statorique aval 16 est centrée sur l’axe longitudinal X. Une telle configuration de la rangée rotorique amont 14 et de la rangée statorique aval 16 permet de valoriser, à travers la rangée statorique aval 16, l’énergie de giration de l’écoulement d’air issu de la rangée rotorique amont 14. Le rendement de la turbomachine 10 est ainsi amélioré, notamment vis-à-vis d’une hélice rotative unique (comme celle 14) dans le cas d’un turbopropulseur classique. La rangée rotorique amont 14 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 10 comprend généralement un boitier de réduction de vitesse (« gearbox » en anglais) afin de découpler la vitesse de rotation des turbines 6 par rapport à la vitesse de rotation de la rangée rotorique 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 statorique aval 16 de pales 18 non carénées est fixe.
[0108] Comme schématisée aux figures 2 et 3, le propulseur peut avoir une configuration dite « puller » (rangée rotorique amont 14 et rangée statorique aval 16 situées au niveau d’une portion d’extrémité amont du propulseur) ou, comme schématisé à la figure 1 , une configuration dite « pusher » (rangée rotorique amont 14 et rangée statorique aval 16 situées au niveau d’une portion d’extrémité aval du propulseur).
[0109] Dans la configuration puller, la rangée rotorique amont 14 et la rangée statorique aval 16 peuvent entourer une section du(des)compresseur(s) 2 de la turbomachine ou du boitier de réduction de vitesse. Dans la configuration pusher, la rangée rotorique amont 14 et la rangée statorique aval 16 peuvent entourer une section de la(des) turbine(s) 6 de la turbomachine 10.
[0110] Indépendamment du type de propulseur (turbomachine, hybride...), un système de fixation 27 permettra de fixer le propulseur à l’aéronef 29 qui en est équipé, et plus précisément à sa voilure (aile) 31 , ou à son fuselage 33, ou toute autre partie adaptée. Typiquement, on pourra pour cela utiliser :
- pour un fuselage : un mât 35 (comme dans les exemples des figures 3,7), ou
- pour une fixation à une aile ou une voilure : un pylône 37 (comme par exemple sur les figures 3,11 ou un berceau 39 (comme par exemple sur la figure 16).
[0111] Les pales 18 de la rangée rotorique amont 14 et/ou de la rangée statorique 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 du propulseur ou la phase de vol. Il peut être prévu un système de changement de calage 38 situé pour partie dans la nacelle 40 (moyeu 12 et/ou carter 13) afin d’adapter l’incidence des pales pour chaque phase de vol. Chaque pale 18 peut ainsi être ajustée en rotation autour d’un axe 19 de changement de calage respectif. L’axe 19 de changement de calage individuel (possiblement de chacune) des pales 18 est un axe :
- s’étendant radialement et/ou positionné longitudinalement au niveau d’une portion médiane de la pale respective, et
- autour duquel l’angle de calage d’une pale peut être adapté.
[0112] A ce sujet, la présente divulgation couvre les cas où :
- l’axe de changement de calage est perpendiculaire à l’axe longitudinal X,
- l’axe de changement de calage n’est pas perpendiculaire à l’axe longitudinal X, c’est-à- dire qu’il est incliné. Par exemple, si l’axe de changement de calage a une composante longitudinale et/ou une composante circonférentielle, en référence à l’axe longitudinal X.
[0113] Afin de (re)définir de façon si nécessaire plus précise l’angle de calage d’une pale, il est précisé que chaque pale statorique aval 18 définit un profil aérodynamique. A cet effet, chaque pale statorique aval comprend un empilement de sections 30 selon la direction radiale. L’une des sections 30 est représentée à la figure 18. Chaque section 30 s’étend dans un plan de section respectif qui est perpendiculaire à la direction radiale d’extension de la pale statorique aval correspondante. Chaque section 30 comprend un bord d’attaque à l’amont et un bord de fuite à l’aval entre lesquels s’étendent une ligne d’intrados 330 et une ligne d’extrados 340. Chaque section 30 définit un profil aérodynamique. Chaque section 30 comprend aussi une corde C définie par une portion de droite reliant le bord d’attaque au bord de fuite.
[0114] L’angle de calage y de chaque pale statorique aval 18 (voir par exemple figures 18- 19) correspondra à l’angle formé entre, d’une part, un premier axe A1 qui est défini par l’intersection entre le plan de section d’une section 30 de référence parmi l’empilement de sections 30 de la pale statorique aval et un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal X qui peut comprendre l’axe de calage AC de la pale statorique aval (quand l’axe de changement de calage est perpendiculaire à l’axe X, ce qui normalement le cas, mais pas obligatoire), et d’autre part, la corde C de la section 30 de référence de la pale statorique aval 16. L’angle de calage y est mesuré du côté amont du plan perpendiculaire à l’axe longitudinal X qui, comme ci-avant peut comprendre l’axe de calage AC de la pale statorique aval 18. L’angle de calage y est mesuré positivement selon un sens allant du premier axe A1 à la corde C de la section 30 de référence, et plus particulièrement dans un sens coïncidant avec le sens allant de la ligne d’intrados 330 vers la ligne d’extrados 340.
[0115] La section 30 de référence de chaque pale statorique aval 18 est ici située, sur la pale statorique aval 16 correspondante, à une distance radiale à l’axe longitudinal X qui correspond à 75% du rayon radialement externe de la pale statorique aval correspondante.
[0116] Chaque pale 18 de la rangée rotorique amont 14 et de la rangée statorique 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 d’une pale 18 correspond à sa hauteur entre lesdites extrémités radialement interne 23 et radialement externe 25.
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 au niveau de l’extrémité radialement interne. L’extrémité radialement externe de chaque pale 18 est ici une extrémité libre (i.e. non-carénée). Il est précisé que l’envergure d’une pale 18 est en conséquence la distance radiale entre ses extrémités interne 23 et externe 25 (cf. figure 9), avec :
L1 = Re1-Ri1 pour une pale de la rangée rotorique amont, et L2 = Re2-Ri2 pour une pale de la rangée statorique aval.
[0117] En outre, chaque pale 18 de la rangée rotorique amont 14 et de la rangée statorique 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 12 (rangée rotorique) ou du carter 13 (rangée statorique). L’extrémité radialement interne 23 est, dans la figure 3, 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. Un rayon radialement externe, tel que Re1 ou Re2 figure 3, de chaque pale 18 est 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.
[0118] Comme on le comprend en regardant à titre d’exemple à la figure 4, l’extrémité radialement externe 25 des pales 18 de la rangée rotorique amont 14 et de la rangée statorique aval 16 sont inscrites, respectivement, dans une enveloppe externe 20 de la rangée rotorique amont 14 et une enveloppe externe 22 de la rangée statorique aval 16.
[0119] Une projection, dans le plan de coupe IV-IV (cf. figure 1 ou 3), de l’enveloppe externe 20 de la rangée statorique aval 16 peuvent définir un cercle de rayon Re2, ou encore de diamètre Ds, qui peut être centré sur l’axe longitudinal X (Ds = 2*Re2).
[0120] Le diamètre D ou cercle de rayon Re1 , dans un plan de coupe radial au niveau de l’enveloppe externe 20 de la rangée rotorique amont 14, peut représenter le diamètre externe du propulseur considéré, la turbomachine 10 dans l’exemple (cf. figure 1 ou 3).
[0121] La dimension radiale de chaque pale 18 de la rangée statorique aval 16 peut être inférieure à la dimension radiale individuelle (possiblement de chacune) des pales 18 de la rangée rotorique amont 14 de manière à limiter l’impact des tourbillons formés au niveau de l’extrémité radialement externe des pales 18 de la rangée rotorique amont 14 avec les pales 18 de la rangée statorique aval 16. L’enveloppe externe 20 de la rangée rotorique amont 14 entourera alors l’enveloppe externe 22 de la rangée statorique aval 16 lorsque celles-ci sont projetées dans un plan de projection commun normal à l’axe longitudinal X, tel qu’ici le plan de coupe IV-IV. [0122] Ceci doit être compatible avec un clipping (c’est-à-dire une troncature des pales statoriques aval, comme sur la/les solutions associées aux figures 3 ou 15, à titre d’exemples non limitatifs) sur 360°, étant précisé qu’un clipping homogène n’est pas nécessairement un besoin. Autrement dit, il peut exister au moins une pale 18 de la rangée statorique aval (16) présentant un rayon Re2 permettant de définir le cercle 22, mais d’autres pales de la rangée statorique aval 16 pourrait présenter un rayon inférieur à Re2.
[0123] Par ailleurs, pour favoriser, là aussi un contrôle plus équilibré des charges sur les pales et du bruit généré, il est proposé :
- que chaque pale de la rangée statorique aval de pales statoriques 16 présentant donc une hauteur, L2 ou L21 dans l’exemple non limitatif de la figure 9, entre l’extrémité radialement interne 23 et l’extrémité radialement externe 25,
- les hauteurs respectives, telles que L2 et L21 , d’au moins deux pales 18 de ladite rangée statorique aval 16 soient utilement et avantageusement différentes.
[0124] A noter aussi que la projection de l’enveloppe externe de la rangée statorique aval 16 dans un plan de projection commun normal à l’axe longitudinal X, tel que le plan de coupe IV-IV dans l’exemple, pourra aussi définir un cercle, voire un ovale comme ci-avant, dont le centre peut être désaxé par rapport à l’axe longitudinal X, par exemple selon la direction de l’axe passant par les positions angulaires à 12H et à 6H. La distance radiale entre le centre de l’enveloppe externe 22 de la rangée statorique aval 16 en forme de cercle et l’axe longitudinal X peut être comprise entre 0,005 Ds et 0,2 Ds.
[0125] Le cercle/l’ovale défini par l’enveloppe externe 22 de la rangée statorique aval 16 pourra présenter un rayon (par exemple maximal si une forme ovale est concernée) Re2 inférieur au rayon (par exemple maximal si une forme ovale est concernée) Re1 de l’enveloppe externe 20 de la rangée rotorique amont 14.
[0126] Ainsi, la répartition hétérogène des pales 18 du stator aval 16 (dans la direction azimutale) pourra être compatible avec d’autres technologies de réduction de bruit, tel que le «clippling 360°». Il est donc possible, sur au moins un secteur angulaire :
- de disposer de façon hétérogène (dans la direction circonférentielle) les pales 18 du stator aval 16, et
- que les pales 18 du stator aval 16 aient chacune, ou individuellement, un rayon maximal (Re2) ou hauteur inférieur(e) à un rayon maximal (Re1 ) ou hauteur des pales 18 du rotor amont 14.
[0127] Dans ce cas, il pourra y avoir des pales 18 de stator 16 plus courtes entre 8H et 4H (dans le cas d’une configuration pusher avec pylône à 3H ou 9H, il pourra y avoir des pales de stator 16 entre 10H et 2H). On pourra toutefois privilégier en particulier ou de préférence des pales de stator en partie basse (entre 4H et 8H) et sur les côtés (entre 2H et 4H ou entre 8H et 10H, vers l’extérieur et/ou vers le fuselage) ; le tout afin de minimiser le bruit d’interaction lors des phases en incidence (atterrissage/décollage).
[0128] Le centre du cercle dans lequel l’extrémité radialement externe 25 de chaque pale 18 de la rangée statorique aval de pales statoriques 16 est inscrite pourrait être désaxé par rapport à l’axe longitudinal X, ceci permettant d’adapter la configuration de ces pales à leur environnement (position sur l’aéronef / types de bruits à contrôler / écoulement fluidique à privilégier / contraintes mécaniques à satisfaire...).
[0129] Disposer moins de dites pales de stator 16 que de dites pales du rotor amont 14 pourra également être utile, pour allier diminution du bruit, efficacité aérodynamique, chargement en efforts moindre de certaines pales du stator aval et limitation de poids et d’encombrement. Il est préconisé que : B > V+1 , ou de préférence B > V+2.
[0130] Conformément à un aspect important précité, il est donc ici intéressant d’avoir un espacement azimutal hétérogène des pales du stator aval 16, pour les raisons mentionnées : aérodynamiques, acoustiques et/ou des contraintes d’intégration.
[0131] Plusieurs modes de réalisation sont envisageables en fonction de l’objectif (aérodynamique, acoustique, intégration ...) ou du compromis multi-métier recherché.
[0132] Comme déjà indiqué, deux pales adjacentes, telles que 18a, 18b, de la rangée statorique aval de pales statoriques 16 présentent entre elles, autour de l’axe longitudinal (X), un espacement azimutal (A0, A0j, A0j) défini par l’angle entre des axes respectifs 180a, 180b.
[0133] Ces axes respectifs, sur le stator 16, sont des axes :
- soit d’adaptation d’un angle de calage (axe 19 précité) desdites deux pales adjacentes, lorsque ces axes sont projetés dans un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal X et si lesdites deux pales adjacentes sont à angle de calage variable,
- soit radiaux à l’axe longitudinal X et/ou passant par les extrémités radialement internes 23 ou les extrémités radialement externes 25 (rayon max, Re2 sur la Erreur ! Source du renvoi introuvable.), ou par les centres de gravité desdites deux pales adjacentes, respectivement, si lesdites deux pales adjacentes sont à angle de calage fixe,
- soit :
-- pour l’un desdits axes respectifs, d’adaptation d’un angle de calage de l’une desdites deux pales adjacentes (axe 19 précité), lorsque la pale, telle que 18a, est à angle de calage variable,
-- l’autre étant radial à l’axe longitudinal X et/ou passant par l’extrémité radialement interne 23 ou par l’extrémité radialement externe 25 ou par le centre de gravité de ladite pale adjacente, telle que 18b, lorsque celle-ci est à angle de calage fixe.
[0134] Ainsi les axes 180a, 180b, 19 sont interchangeables dans les cas présentés et peuvent être intervertis, notamment sur les figures.
[0135] A titre d’exemple, la figure 20 schématise ce qu’est l’angle, ou « espacement azimutal » A9j ou A9j entre deux pales consécutives de stator, telles les pales 18a, 18b d’axes radiaux respectifs 180a, 180b. Il s’agit de l’angle le plus faible des deux, circonférentiellement, entre lesdits axes 180a, 180b, ici autour de l’axe X.
[0136] Dans le cas où l’une des pales de stator est fixe (par exemple pour des contraintes d’intégration, comme par exemple s’il manque d’espace sous le moyeu pour intégrer le système 38 de changement de calage ou pour réduire le poids), l’axe principal de la pale peut donc être défini par la ligne perpendiculaire à l’axe longitudinal X passant par le bord d’attaque (BA) au niveau de l’encastrement/pied de pale 23 ou passant par le centre de gravité de la pale ou en tête de pale 25 (rayon max, Re2).
[0137] Dans ce cadre, pour présenter la répartition hétérogène recherchée autour de l’axe longitudinal X, certaines au moins desdites pales 18 de la rangée statorique aval 16 sont ainsi disposées qu’il existe au moins deux dites pales adjacentes, telles que 18a, 18b, de la rangée statorique aval 16 qui présentent entre elles un espacement azimutal A9 ou A9j, tel que :
A9i 3607V ;
A9i > (3607V) +1 ° ou A9i < (3607V) -1 °, avec V qui définit le nombre de pales 18 sur ladite rangée statorique aval 16 ; et/ou qu’il y a au moins deux espacements azimutaux (entre les pales 18 de la rangée statorique aval 16) tels que les valeurs de A9j et A9j sont distinctes lorsque i j avec i,j = 1 , 2, ... et i,j < V.
[0138] A noter que i et j sont des indices. i j, i,j < V et i,j = 1 , 2, ... avec V qui définit donc le nombre de pales sur ladite rangée statorique aval de pales statoriques ; c’est-à-dire i et j sont différents et peuvent prendre une valeur entière (quelconque) parmi 1 , 2, 3, ... et (au maximum) V. Ce n’est que si tous les espacements azimutaux sont différents (donc hétérogènes) que i ou j peuvent prendre la valeur i=V ou j=V.
[0139] Un écart d’au moins 1 ° est ainsi nécessaire pour induire un effet significatif lié à l’espacement azimutal hétérogène, de préférence > 3° ou encore de préférence > 5°.
[0140] De façon générique, et comme on le voit à titre donc d’exemple non limitatif sur la figure 3, lesdits espacements azimutaux sont définis chacun par la distance circonférentielle E entre deux pales consécutives, 18a, 18b, laquelle distance varie en fonction de la position radiale et azimutale des pales 18 concernées. Ces espacements azimutaux peuvent donc être caractérisés par l’angle précité A0, A0j ou A0j, lorsque ces axes sont projetés dans un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal, X, du propulseur aéronautique. Pour rappel, E=r*A0 (ou Ej=r*A0j), avec A0 mesuré en radians et r qui est la distance radiale mesurée en mètres par rapport à l’axe longitudinal X.
[0141] Dans un mode de réalisation très générique, tous les espacements entre deux pales adjacentes de ladite rangée statorique aval 16 dans la direction azimutale peuvent être différents, comme illustré sur la figure 5. Cela peut être avantageux d’un point de vue acoustique pour décorréler les sources de bruit émises par le stator 16 ou modifier la directivité du son, c’est-à-dire, les zones où le rayonnement acoustique est maximal.
[0142] Même si, sur la rangée statorique aval 16, seuls un seul ou seulement certains desdits espacements azimutaux entre deux pales adjacentes est/sont différents, dans les conditions ci-avant précisées, de la majorité des autres espacements azimutaux entre deux dites pales adjacentes, lesquels seraient alors identiques, on notera que dans un mode de réalisation privilégié, l’un ou plusieurs des paramètres ou caractéristiques ci- dessous est/sont respectés par la solution proposée :
- a) au moins deux pales 18 adjacentes présentent un espacement azimutal (A0 ou A0
Figure imgf000030_0001
tel que A0; #=
Figure imgf000030_0002
où V est le nombre de pales de stator aval 16. Cela permet de garantir qu’au moins une pale de stator 16 n’est pas positionnée de manière homogène autour de l’axe longitudinal, X, du propulseur aéronautique,
- b) max{A0i] - min{A0;} < 120°, de préférence < 75°, ou encore de préférence < 50°, pour i,j = 1 , 2,... avec i j et i,j < V (si le nombre de pales de stator 16 le permet, c’est-à- dire si par exemple V > 5) ; cela permet d’assurer que l’écart entre l’espacement azimutal de deux pales adjacentes 18 quelconques est limité. Par exemple, sur la figure 4, ce critère implique que A07 - A08 < 120° ; l’intérêt est d’éviter qu’un secteur angulaire trop important soit complètement dépourvu de pales de stator, ce qui pourrait réduire le redressement de l’écoulement à l’aval du rotor 14 et donc produire une perte de poussée et de rendement. Cela peut également poser de problèmes pour la répartition du poids autour de l’axe longitudinal X et l’intégration du propulseur sur l’aéronef ;
- c) ||A0j - A0 adjacent || < 120°, de préférence < 75° ou encore de préférence < 50° (si le nombre de pales de stator le permet, c’est-à-dire si par exemple V > 5) ; cela permet d’assurer que l’écart entre deux espacements azimutaux adjacents (consécutifs) est limité. Ce critère peut être particulièrement utile pour éviter des écarts d’espacement trop importants sur un secteur angulaire. L’intérêt est d’éviter qu’un secteur angulaire trop important soit complètement dépourvu de pales de stator 16, ce qui pourrait là encore réduire le redressement de l’écoulement à l’aval du rotor 14 et donc produire une perte de poussée et de rendement. Des problèmes de répartition du poids autour de l’axe longitudinal X et/ou d’intégration peuvent aussi se poser.
[0143] Les plages de valeurs ci-dessus doivent également être suffisantes pour pouvoir modifier la directivité du son (et donc réduire le bruit vers le sol/fuselage) en augmentant l’espacement azimutal entre les pales de stator 16 dans une région angulaire souhaitée autour de l’axe longitudinal X.
[0144] Sur le premier point, on a déjà expliqué l’impact des forces et des moments appelés efforts 1 P, dans le plan du rotor 14 et les efforts instationnaires et dépendant de la position azimutale de la pale 18. Par exemple, lorsque le propulseur aéronautique est installé sous aile, une pale descendante est soumise à des efforts accrus par rapport à une pale montante du rotor. A noter que cela peut toutefois être l’inverse dans le cas où le propulseur aéronautique est installé à l’arrière. En effet, la voilure peut créer un écoulement dirigé vers le bas (« downwash », incidence négative) à l’aval de son bord de fuite. Dans ce cas, une pale montante peut être soumise à des efforts accrus par rapport à une pale descendante. Ainsi, on peut se trouver en situation d’incidence amont négative ou positive. Situées en aval de l’hélice amont 14, les pales de stator 16 auront aussi une charge variable selon leur position azimutale. On pourra alors choisir ce qui suit :
- les pales de stators en vis-à-vis des pales descendantes du rotor 14 étant moins chargées et ayant moins de giration à redresser, on prend en compte un besoin de moins de pales de stator 16 dans cette zone. Par exemple, un besoin de moins de pales de stator 16 dans la zone latérale droite (de 45° à 135° avec 0° la position à 12H) dans le cas d’un rotor 14 tournant dans le sens horaire vue de l’avant (amont), et/ou
- les pales de stator 16 en vis-à-vis axial des pales montantes du rotor 14 étant plus chargées et ayant plus de giration à redresser, on prend en compte un besoin de plus de pales de stator dans cette zone : Par exemple, besoin de plus de pales de stator 16 dans la zone latérale gauche (de -45° à -135° avec 0° la position à 12H) dans le cas d’un rotor 14 tournant dans le sens horaire, vue de l’avant (amont).
[0145] De préférence, le nombre d’espacements/angles azimutaux (A0A0;, A0;) différents varie entre 2 et 6. En effet, augmenter le nombre d’espacements différents peut augmenter le nombre de pales de stator à concevoir (plusieurs familles/groupes de pales seraient envisageables). Un design de chaque pale de stator adapté à sa position azimutale peut être nécessaire. Par exemple, des modifications de corde localement peuvent être nécessaires pour minimiser les écarts azimutaux sur la charge des pales de stator, et la solidité de la grille, qui est définie par le rapport C/E à une position radiale donnée. D’autres paramètres géométriques des pales pourraient également varier : épaisseur, cambrure, flèche, dièdre, ... Cela permettrait de mieux adapter la géométrie de la pale aux propriétés locales de l’écoulement (sous incidence) et/ou de mieux répartir le poids des pales de stator 16 autour de l’axe longitudinal du propulseur aéronautique pour faciliter l’équilibrage du moteur.
[0146] Ci-après, plusieurs modes de réalisation compatibles avec les caractéristiques ci- avant, et que l’on pourra privilégier, sont présentés.
[0147] Il a été identifié que le bruit issu de l’interaction entre le sillage du rotor amont 14 et le stator aval 16 produit un rayonnement acoustique sur les pales de stator de type « dipolaire ». Cela implique que le bruit d’interaction issu du stator 16 n’est pas axisymétrique, mais dépend de la position azimutale (voire du calage s’il existe) des pales de stator 16. Ainsi, par l’utilisation de l’une au moins des caractéristiques ci-avant a), b) ou c), qui peuvent donc être combinées en tout ou partie, il va être possible d’optimiser la position azimutale des pales du stator 16 afin de diminuer le bruit émis vers le sol et/ou vers la cabine (fuselage) et les passagers, et/ou dans toute direction souhaitée, afin d’agir sur l’un au moins des critères suivants : limiter la gêne sonore, favoriser l’aérodynamisme du propulseur, améliorer les performances et l’intégration du propulseur aéronautique installé dans l’aéronef.
[0148] Si l’on suppose que les écarts de calage entre les pales de stator 16 mesurés à 0.75xRe2 (rayon de référence) sont négligeables (~ 0°, comme par exemple en vol de croisière en configuration isolée), que les angles de calage des pales de stator 16 sont -90° et que la plupart du bruit est généré en extrémité radialement externe 25 des pales, les pales qui émettent le plus de bruit vers le sol sont situées à des angles qui varient entre [2H - 4H] et [8H et 10H], Ainsi, l’un des modes de réalisation privilégiés envisage d’augmenter l’espacement entre les pales (ou de limiter le nombre de pales) dans ces secteurs angulaires sur les côtés du stator 16 (aux alentours de 3H et de 9H), comme illustré par exemple sur la figure 6.
[0149] Dans une autre configuration à la fois conforme à l’une au moins des caractéristiques ci-avant a), b) ou c) et pouvant être privilégiée, on pourra, comme illustré à titre d’exemple sur les figures 7 à 10,
- soit placer un nombre de pales de stator 16 plus grand :
-- dans la partie supérieure (entre 10H et 2H) et/ou
-- vers l’intérieur, côté fuselage 33 (entre 2H et 4H si le fuselage est à droite du propulseur, vue de face/amont, ou entre 8H et 10H si le fuselage est à gauche du propulseur, vue de face/amont) ; cela permettra de limiter les émissions sonores vers les populations. En effet, le bruit des pales de stator 16 situées vers le haut et/ou vers l’intérieur pourrait avoir un rayonnement vers le sol réduit du fait de leur position azimutale et des éventuels effets d’écran produits par un dit système de fixation 27, la voilure (aile) 31 (si situé sous/sur l’aile) ou un fuselage 33,
- soit, si l’on souhaite minimiser le bruit rayonné vers la cabine de passagers (fuselage 33), placer un nombre de pales de stator 16 plus grand vers l’extérieur, à l’opposé diamétral du fuselage 33 (entre 8H et 10H si le fuselage est à droite du propulseur, vue de face/amont, ou entre 2H et 4H si le fuselage est à gauche du propulseur, vue de face/amont), de façon que les pales de stator 16 les plus nombreuses soient les plus éloignées du fuselage.
[0150] Le choix final dépendra des objectifs de réduction de bruit pour l’architecture du propulseur, comme schématisé figures 5 à 9.
[0151] Dans tous ces cas-là, le fait d’augmenter le nombre de pales de stator 16 (c’est-à- dire donc diminuer l’espacement azimutal : A0 ou A0, ou A0;) en partie haute du stator peut être bénéfique à la fois pour l’acoustique et pour l’aérodynamique, avec la réserve que cela peut présenter une difficulté pour l’intégration sous le carter 13 s’il y a présence d’un mât, pylône ou berceau de fixation 27 ou de toute structure ou système d’accrochage du propulseur à l’aéronef.
[0152] Concernant l’acoustique, ce sont (a priori) les pales de stator 16, en partie haute, qui rayonnent le moins de bruit vers le sol. Pour l’aérodynamique, ce sont parmi les pales de stator 16 les plus chargées, car l’incidence amont (angle a / incidence avion, comme dans l’exemple de la figure 2) n’est pas totalement filtrée par le rotor amont 14.
[0153] Ainsi, comme illustré à titre d’exemple sur les figures 10-11 , augmenter le nombre de pales en partie haute du stator 16 permettrait de mieux répartir cette charge. Par ailleurs, l’augmentation du nombre de pales de stator 16 aux positions azimutales proches du système de fixation 27, de la voilure (aile) 31 ou du fuselage 33 peut être également intéressant pour réduire l’effet potentiel (remontée de pression) de cet obstacle (et/ou du mât et/ou de la voilure) vers le rotor amont 14. Autrement dit, augmenter ainsi le nombre de pales de stator 16 peut aider à « filtrer » ou diminuer la remontée, liée à la présence dudit obstacle, de la pression vers le rotor amont 14. On privilégiera alors d’augmenter le nombre de pales de stator 16 dans le secteur angulaire du stator 16 où la distance entre le bord de fuite BF des pales de stator 16 et le bord d’attaque 310 de la voilure (voire du système de fixation 27) est plus faible. A ce sujet, on rappelle le cas utile où d1 < d2, comme dans la solution illustrée à titre d’exemple sur la figure 11 . Ceci est particulièrement pertinent lorsque d1 ou d2 est/sont inférieur(s) à 0,75*D, de préférence 0,5*D ou encore de préférence 0,3*D.
[0154] Dans encore une autre configuration à la fois conforme à l’une au moins des caractéristiques ci-avant a), b) ou c) et pouvant être privilégiée, on pourra, comme illustré à titre d’exemple sur la figure 12 et pour des raisons principalement aérodynamiques, augmenter le nombre de pales (ou donc diminuer l’espacement azimutal) sur le côté de la pale descendante 18 du rotor amont 14. En effet, les pales du stator 16 en vis-à-vis axial des pales descendantes du rotor amont 14 seront plus chargées et auront donc plus de giration à redresser. L’augmentation du nombre de pales du stator 16 de ce côté permettrait de mieux répartir la charge de ces pales de stator 16, ce qui peut être également intéressant pour réduire le bruit.
[0155] Dans encore une autre configuration à la fois conforme à l’une au moins des caractéristiques ci-avant a), b) ou c) et pouvant être privilégiée, on pourra prévoir, comme illustré à titre d’exemple sur la figure 13, que les distributions des pales 18 du stator 16, côté droit (autour de 9H, vue de l’avant/amont du propulseur) et côté gauche (autour de 3H, vue de l’avant/amont du propulseur) soient symétriques (par exemple, par rapport à un axe de symétrie passant par 12H et 6H).
[0156] Cela permet d’équilibrer le poids du propulseur et d’éviter un moment résiduel sur l’axe longitudinal X lié à la distribution hétérogène des pales du stator 16.
[0157] Dans ce cas, les pales de stator 16 situées à des positions symétriques (0 et - 0) par rapport à l’axe vertical passant par 12H et 6H présenteront favorablement des caractéristiques géométriques identiques, en particulier l’épaisseur (e) - voir exemple figure 19 -, la hauteur de pale L2,L21 (ou clipping),..., l’angle de calage de la pale n’étant pas concerné, celui-ci pouvant être variable afin d’adapter l’incidence des pales aux propriétés locales de l’écoulement, ce qui permettra de mieux répartir ou homogénéiser la charge des pales dans la direction azimutale, notamment lors des phases de vol en incidence (angle a).
[0158] Un autre critère critique que l’on pourra utilement souhaiter prendre en compte aux fins précitées est lié à l’écart ou espacement azimutal entre les pales du rotor amont 14 et celles du stator aval 16. Cet espacement azimutal entre les axes de pales, ou de changement de calage des pales de rotor 14 et de stator 16 est donné par la relation : H0r,n - 0s, mil >1 ° ou de préférence > 2°, où 0r,n et 0s,m correspondent à aux positions angulaires de l’axe de l’n-ième pale de rotor 14 et la m-ième pale de stator 16, respectivement à un instant où les axes de pales ou de changement de calage d’une pale de rotor 14 et d’une pale de stator 16 sont alignés, lorsqu’ils sont projetés sur un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal (X). Il est rappelé que n est un nombre entier naturel et varie entre 1 et B (nombre de pales du rotor 14) et m varie entre 1 et V (nombre de pales de stator 16).
[0159] L’intérêt de ce critère est de s’assurer qu’il n’y a qu’un seul sillage à la fois de pale de rotor 14 qui interagit avec une pale du stator 16, ce qui permet de diminuer les sources de bruit. L’implémentation ainsi proposée permet de changer la périodicité de l’interaction entre le sillage du rotor 14 et le stator 16 à l’origine du bruit tonal d’interaction. L’impact acoustique se traduit par une réduction de l’amplitude des BPF - fréquence de passage des pales/blade passing frequency - (niveau de bruit) et donc de l’émergence desdites BPF par rapport au bruit à large bande. Le bruit en vol (Effective Perceived Noise Level/ Niveau de bruit perçu effectif, EPNL, d’après la réglementation acoustique) peut être ainsi plus faible, du fait d’une émergence réduite des raies par rapport au bruit à large bande. L’énergie acoustique totale reste à peu près la même, mais est redistribuée sur des harmoniques d’ordres supérieurs. Ainsi, si le nombre de pales de rotor 14 et de stator 16 ne permet pas de respecter cette contrainte avec un espacement uniforme (comme dans le cas illustré en figure 14 avec douze pales de rotor 14 et huit pales de stator 16), il est possible de varier la position/espacement azimutale de certaines pales de rotor 14 et/ou de stator 16 de manière non-uniforme. Dans ce cas-là, des éventuelles variations de corde et d’épaisseur des aubes sont possibles afin de garder une solidité C/E moyenne quasi-constante à chaque position radiale. Sur cette figure 14, où l’on voit le rotor amont 14 et le stator aval 16 de face, vue de l’amont du rotor, les pales du stator aval sont partiellement cachées et les lignes avec:
- un tracé discontinu de points indique les axes d’empilage ou les axes 19 de variation de calage des pales de rotor 14, et
- un tracé discontinu de points-tirets indique les axes d’empilage ou lesdits axes (19) de variation de calage des pales de stator 16.
[0160] Au moins pour minimiser les écarts azimutaux sur la charge des pales de stator et/ou corréler des sources de bruit entre les pales, une loi définissant la fluctuation de solidité en azimut, pour chaque rayon donné, peut ainsi être définie, permettant de conserver et garantir une solidité azimutale moyenne pour chaque rayon : ) = S i nk(r)A^ / v k=1 k où n(r) désigne la solidité moyenne à un rayon r donné, IIfe(r) = Ck(r)/Ek(r) la solidité entre deux pales, telles 18a, 18b adjacentes (consécutives) de stator 16, à un rayon r donné, V le nombre de pales de stator 16 et Ai9k le pas angulaire entre ces deux pales, au même rayon r donné. Cela correspond à la solidité C/E issue d’une moyenne pondérée par l’espacement azimutal ; voir à titre d’exemple non limitatif la figure 8. [0161] Il peut être prévu que la solidité azimutale moyenne n(r) soit inférieure à 3 sur l’ensemble de l’envergure et/ou inférieure à 1 aux extrémités radialement externes.
[0162] Est donc considéré le pas angulaire entre deux pales de stator aval 16 ou deux axes adjacents, tel que défini pour Ai9k. La différence entre Ai9k et A0j est telle que :
- pour Ai9k avec k=1 ,2,.., V ; il peut donc avoir deux indices différents avec le même espacement azimutal (c’est-à-dire, la même valeur en radians ou degrés). A noter que par exemple, dans les figures 8 et 9 il y a plusieurs espacements azimutaux égaux et appelés tous de la même manière A9i ;
- pour A9j avec i=1 ,2,...et i < V : chaque indice correspond alors à un espacement azimutal différent ou ayant une valeur en radians/degrés différente. C’est cette définition qui doit être utilisée par défaut dans le cadre de de la présente divulgation.
[0163] Ainsi, il est apparu, de façon non anticipée que, si n(r) respecte les mêmes critères que C/E, alors la performance des résultats est augmentée de plus de 3%, résultats à l’appui.
[0164] Encore un autre aspect pourra être considéré, à savoir intégrer au moins une pale 18 de stator aval 16 dans le système de fixation 27 (bifurcation) afin de réduire les effets de l’installation. Ce stator aura alors une fonction complémentaire structurale.
[0165] La figure 15 représente un exemple d’un tel cas. Cette figure présente un ensemble propulsif 24 pour un aéronef. L’ensemble propulsif 24 comporte un propulseur 10 et le système, tel que le pylône 37, de fixation 27 du propulseur 10 à l’aéronef. Le système de fixation 27 (pylône 26) est relié à l’une des pales 18 de la rangée statorique aval 16 de sorte à former un ensemble aérodynamique unique. A cet effet, le système de fixation 27 (pylône 37) peut être relié à l’une des pâles 18 du stator aval 16 par continuité de matière. Autrement dit, le système de fixation 27 (pylône 26) peut venir de matière avec l’une des pâles 18 du stator aval 16.
[0166] En alternative :
- le système de fixation 27 (pylône 37) peut être relié à l’une des pâles 18 de la rangée annulaire aval 16 par l’intermédiaire d’un (ou plusieurs) moyen(s) de fixation, ou
- la partie du stator aval 16 intégrée au système de fixation peut présenter un calage variable. Le système de fixation 27 (pylône 37) présente aussi un profil aérodynamique similaire à un profil aérodynamique des pâles 18 du stator aval 16. Le système de fixation 27 (pylône 37) présente donc le même effet sur le flux d’air issu de la rangée annulaire amont 14 que les pales 18 du stator aval 16. Un tel agencement permet de réduire davantage le bruit émis par le propulseur 10. [0167] Si les pales statoriques sont identiques (i.e. appartiennent à une même famille de pales statoriques), le canal entre le pylône 37 et les pales 18 de la rangée annulaire aval 16 est réduit ce qui peut générer des chocs et accélérer l’écoulement, provoquant par la suite une augmentation des pertes aérodynamiques et donc une baisse du rendement.
[0168] Dans le cas d’un pylône 37 relié à l’une des pales 18 de la rangée annulaire aval 16 par l’intermédiaire d’un (ou plusieurs) moyen(s) de fixation, la rangée annulaire aval 16 peut comprendre des pales 18 appartenant à au moins 3 familles de pales statoriques.
[0169] Le pylône étant relié à l’une des pales 18 de la rangée annulaire aval 16, il peut être considéré comme faisant partie d’une famille de pales statoriques.
[0170] Il peut être prévu que le pylône 37 et les deux pales adjacentes au pylône 37 de la rangée annulaire aval appartiennent chacun à une famille de pales statoriques distincte. Autrement dit, les deux pales 18 de la rangée annulaire aval situées de part et d’autre du pylône 37, et le pylône 37 appartiennent à trois familles de pales statoriques différentes.
[0171] Cela permet de mieux adapter le fonctionnement aérodynamique des pales statoriques, et, en particulier, d’éviter des éventuels décollements au niveau du bord d’attaque car il y a des modifications de l’incidence d’écoulement au niveau du bord d’attaque des pales statoriques induites par la présence du pylône.
[0172] Encore un autre facteur de réduction du bruit peut être identifié, lorsque, comme par exemple figure 3 ou 15 :
- le rotor 14 et le stator 16 sont situés vers une extrémité amont du propulseur (configuration "puller"),
- la nacelle 40 présente une ouverture 41 définissant une entrée d'air qui peut en particulier être une entrée d’un flux d’air primaire vers la turbomachine 10 (précisément vers le compresseur 2), et
- sur la nacelle 40, l'ouverture 41 est située axialement entre le rotor 14 et le stator 16, et même plus précisément, et de préférence, entre les axes des pales 18 respectives de rotor 14 et de stator 16.
[0173] Cela permet de réduire l'envergure (et donc Re2-Ri2 par augmentation de Ri2) du stator aval 16, notamment en liaison avec un "clipping". La taille d'une pale, et notamment son envergure, est un contributeur au bruit rayonné. Ainsi, une telle configuration permettra de réduire le bruit de la turbomachine.
[0174] Sur la nacelle, l'entrée d'air 41 peut être placée sur 360° (couronne) ou suivant uniquement un secteur angulaire. L'entrée d'air 41 peut présenter un bec en saillie sur la nacelle. [0175] Avec une telle configuration, la turbomachine 10 (à turbine à gaz / core engine) fonctionnera de manière conventionnelle, de sorte que l'air entrant dans l'ouverture 41 sera accéléré et comprimé par le(s) compresseur(s) 2 avant de servir dans la(les) chambre(s) de combustion puis de passer dans la(les) turbine(s).
[0176] Indépendamment de la nacelle, c’est-à-dire juste dès lors que le propulseur comprend une turbomachine 10 (à turbine à gaz) comportant :
- un moyeu 12 pourvu d’une rangée rotorique amont 14, et
- un carter moteur 13 pourvu d’une rangée statorique aval 16 situé(es) en aval (AV) d’une rangée rotorique amont 14, une entrée d’air - telle que 41 - amenant de l’air vers le(s) compresseur(s) sera utilement située :
-- à l’aval de la rangée rotorique amont 14 de pales rotoriques, et
-- en amont de la rangée statorique aval 16 de pales statoriques, autrement dit, longitudinalement le long du le propulseur, entre les pales rotoriques et les pales statoriques.
[0177] Comme on l’a compris une telle turbomachine pourra alors comprendre successivement, le long de l’axe longitudinal (X), d’amont vers l’aval :
- au moins un compresseur 2,
- au moins une chambre de combustion 6,
- au moins une turbine 4 entraînant le(s) compresseur(s), et
- ladite entrée d’air 41 .
[0178] Cela a pour conséquence que la dimension radiale des pales 18 de la rangée annulaire aval 16 pourrait être encore plus réduite afin d’échapper aux tourbillons formés au bout des pales 18 de la rangée annulaire amont 14, ce qui diminue le rendement de la turbomachine 10.

Claims

Revendications
[Revendication 1] Propulseur aéronautique (10) ayant un axe longitudinal (X) et comprenant un carter (13) et, espacées l’une de l’autre suivant ledit axe longitudinal (X), une rangée rotorique amont de pales rotoriques (14), non carénées, et une rangée statorique aval de pales statoriques (16), non carénées et s’étendant autour du carter (13), deux pales adjacentes (18a, 18b) de ladite rangée statorique aval de pales statoriques (16) présentant entre elles, autour de l’axe longitudinal (X), un espacement azimutal (A0, AOj, AOj) défini par l’angle entre des axes respectifs (180a, 180b, 19) :
-- soit d’adaptation d’un angle de calage desdites deux pales adjacentes, lorsque ces axes sont projetés dans un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal (X) et si lesdites deux pales adjacentes sont à angle de calage variable,
-- soit radiaux à l’axe longitudinal (X) et passant par les extrémités radialement internes (23) ou les extrémités radialement externes (25) desdites deux pales adjacentes ou par leurs centres de gravité, respectivement, si lesdites deux pales adjacentes sont à angle de calage fixe,
-- soit, pour l’un desdits axes respectifs, d’adaptation d’un angle de calage de l’une desdites deux pales adjacentes, lorsque la pale est à angle de calage variable, et, l’autre, radial à l’axe longitudinal (X) et/ou passant par l’extrémité radialement interne (23) ou par l’extrémité radialement externe (25) ou par le centre de gravité de ladite pale adjacente, lorsque celle-ci est à angle de calage fixe, et autour de l’axe longitudinal (X), on définit une position angulaire à 12H comme positionnée verticalement vers le haut par rapport à l’axe longitudinal (X) et une position angulaire à 6H comme positionnée verticalement vers le bas par rapport à l’axe longitudinal (X), l’ensemble étant caractérisé en ce que certaines au moins desdites pales de ladite rangée statorique aval de pales statoriques (16) présentent une répartition hétérogène autour de l’axe longitudinal (X), de telle sorte :
- qu’il existe au moins deux dites pales adjacentes de ladite rangée statorique aval de pales statoriques (16) qui présentent entre elles un dit espacement azimutal A0j, tel que A9j 3607V ; AOj > (3607V) +1 ° ou AOj < (360°/V) -1 °, et/ou
- qu’il y a au moins deux espacements azimutaux tels que les valeurs de A0j et AOj sont distinctes lorsque i j avec i,j = 1 , 2,... et i,j < V, avec V qui définit le nombre de pales sur ladite rangée statorique aval de pales statoriques (16), dans lequel il y a au moins 3 familles de pales statoriques, de préférence au moins 5 familles de pales statoriques, et dans lequel chaque famille de pales statoriques comprend une ou plusieurs pales statoriques, les pales statoriques d’une même famille qui comprend plusieurs pales statoriques ayant un même ensemble de caractéristiques géométriques, dans laquelle au moins une caractéristique géométrique de l’ensemble de caractéristiques géométriques est différente des mêmes caractéristiques géométriques des pales statoriques d’une autre famille de pales statoriques.
[Revendication 2] Propulseur aéronautique (10) selon la revendication 1 , qui, de type USF, comprend une seule rangée annulaire de pales rotoriques (14) non carénées, laquelle est ladite rangée rotorique amont de pales rotoriques.
[Revendication 3] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel A0j > (360°/V) +3° ou A0j < (3607V) -3°, ou encore de préférence A0j > (3607V) +5° ou A0j < (3607V) -5°.
[Revendication 4] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel tous les espacements azimutaux entre deux pales adjacentes de la série de pales de ladite rangée statorique aval de pales statoriques (16) sont différents les uns des autres.
[Revendication 5] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel, sur l’une au moins des rangée rotorique amont de pales rotoriques (14) et rangée statorique aval de pales statoriques (16), il existe un rapport C/E entre la corde, C, et l’espacement azimutal E entre deux pales de stator aval (16) consécutives, autour de l’axe longitudinal (X) tel que C/E est inférieur à 3 sur l’ensemble de l’envergure.
[Revendication 6] Propulseur aéronautique (10) selon la revendication 5, dans lequel le rapport C/E est inférieur à 1 aux extrémités radialement externes (25) de deux pales de la même rangée, rotorique amont et/ou statorique aval, lesdites pales étant consécutives, ou adjacentes, circonférentiellement ou azimutalement.
[Revendication 7] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel, sur l’une au moins des rangée rotorique amont de pales rotoriques (14) et rangée statorique aval de pales statoriques (16), la solidité azimutale moyenne n(r) est inférieure à 3 sur l’ensemble de l’envergure et/ou inférieure à 1 aux extrémités radialement externes, où n(r) désigne la solidité moyenne à un rayon r donné, nk (r) = Ck(r)/Ek(r) la solidité entre deux pales, adjacentes de stator, à un rayon r donné, V le nombre de pales de stator et A7k le pas angulaire entre ces deux pales, au même rayon r donné.
[Revendication 8] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la rangée rotorique amont de pales rotoriques (14) et la rangée statorique aval de pales statoriques (16) présentent des nombres de pales (18) différents.
[Revendication 9] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel :
- certaines au moins des pales (18) de l’une au moins de celles de la rangée rotorique amont de pales rotoriques (14) et de la rangée statorique aval de pales statoriques (16) sont liées à un système de calage variable (38) permettant de changer leur angle de calage par rotation autour de leurs dits axes respectifs (19, 180a, 180b), chacun radiaux à l’axe longitudinal (X).
[Revendication 10] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel toutes les pales (18) de la rangée statorique aval de pales statoriques (16) ont une répartition homogène autour de l’axe longitudinal (X), sauf à l’endroit d’un seul secteur angulaire.
[Revendication 11] Propulseur aéronautique (10) selon la revendication 10, dans lequel toutes les pales (18) de la rangée statorique aval de pales statoriques (16) ont une répartition homogène autour de l’axe longitudinal (X) telle que A0 < 3607V, pour tout espacement azimutal entre deux pales, (circonférentiellement) adjacentes/successives, concernées sauf à l’endroit d’un seul secteur angulaire où l’espacement azimutale est différent et limité entre 15° et 75°, ou de préférence entre 25° et 60°.
[Revendication 12] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le nombre B de pales de la rangée rotorique amont de pales rotoriques (14) est supérieur au nombre V de pales (18) de la rangée statorique aval de pales statoriques (16), et de préférence B > V+1 , ou encore de préférence B > V+2.
[Revendication 13] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel les extrémités radialement externes des pales (18) de la rangée statorique aval de pales statoriques (16) sont inscrites dans une enveloppe externe (22) dont une projection dans un plan (IV-IV) perpendiculaire à l’axe longitudinal (X) définit un cercle.
[Revendication 14] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel, l’extrémité radialement externe de chaque pale (18) de la rangée rotorique amont de pales rotoriques (14) est inscrite dans un premier cercle (20) et l’extrémité radialement externe de chaque pale (18) de la rangée statorique aval de pales statoriques (16) est inscrite dans un second cercle (22), le rayon (Re2) du second cercle (22) étant inférieur au rayon (Re1 ) du premier cercle (20).
[Revendication 15] Propulseur aéronautique (10) selon la revendication 13 ou 14, dans lequel le centre dudit cercle dans lequel l’extrémité radialement externe de chaque pale (18) de la rangée statorique aval de pales statoriques (16) est inscrite est désaxé par rapport à l’axe longitudinal (X).
[Revendication 16] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel :
- chaque pale de la rangée statorique aval de pales statoriques (16) présente une hauteur (L2,L21 ) entre l’extrémité radialement interne (23) et l’extrémité radialement externe (25), et
- les hauteurs (L2,L21 ) respectives d’au moins deux pales (18) de ladite rangée statorique aval (16) sont différentes.
[Revendication 17] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel max{A0j} - min{A0j} < 120°, de préférence <75°, ou encore de préférence <50° pour i,j = 1 , 2,... avec i j et i,j < V.
[Revendication 18] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel ||A0j - A0 adjacent|| < 120°, de préférence <75°, ou encore de préférence <50° pour i= 1 , 2, ... avec i < V.
[Revendication 19] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications 16 et 17, dans lequel le nombre de pales (18) de la rangée statorique aval de pales statoriques (16) est supérieur ou égal à 5, V>5.
[Revendication 20] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le nombre d’espacement azimutaux différents (A0, A0j, A0j) sur l’ensemble des pales (18) de ladite rangée statorique aval de pales statoriques (16) est compris entre 2 et 6.
[Revendication 21] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le rapport entre :
- la distance (S), suivant l’axe longitudinal (X), entre les deux plans médians, perpendiculaires à l’axe longitudinal, respectivement de la rangée rotorique amont de pales rotoriques (14) et de la rangée statorique aval de pales statoriques (16), et
- le diamètre maximum (D) du propulseur aéronautique (10), en extrémités radialement externes des pales (18) de la rangée rotorique amont de pales rotoriques (14) ou de la rangée statorique aval de pales statoriques (16), est compris entre 0.01 et 0.8, ou de préférence entre 0.15 et 0.35.
[Revendication 22] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel espacement azimutal entre les axes de pales (180a, 180b, 19) rotoriques (14) et statoriques (16) est donné par la relation : H0r,n - 0s, mil >1 ° ou de préférence > 2° à un instant où les axes de pales (180a, 180b, 19) d’une pale rotorique (14) et d’une pale statorique (16) sont alignés, lorsqu’ils sont projetés sur un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal (X).
[Revendication 23] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel les nombres de pales (18) de la rangée rotorique amont (14) et de la rangée statorique aval (16) sont, respectivement de 12 et 10, ou de 14 et 12 ou de 14 et 11 .
[Revendication 24] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, comprenant successivement, le long de l’axe longitudinal (X), d’amont vers l’aval :
- au moins un compresseur (2),
- au moins une chambre de combustion (4),
- au moins une turbine (6) entraînant le(s) compresseur(s), et
- une entrée d’air (41 ) vers le(s) compresseur(s) (2), l’entrée d’air (41 ) étant située à l’aval de la rangée rotorique amont de pales rotoriques (14), et en amont de la rangée statorique aval de pales statoriques (16).
[Revendication 25] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l’ensemble de caractéristiques géométriques d’une pale statorique comprend la corde, l’épaisseur et la hauteur.
[Revendication 26] Propulseur aéronautique (10) selon la revendication précédente, dans lequel l’ensemble de caractéristiques géométriques d’une pale statorique comprend en outre au moins l’un parmi la cambrure, la flèche et le dièdre.
[Revendication 27] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la rangée de pales statoriques comprend au moins 3 pales statoriques adjacentes appartenant chacune à des familles de pales statoriques différentes.
[Revendication 28] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel un système de fixation (27) est relié à l’une des pales (18) de la rangée annulaire aval par l’intermédiaire d’un ou plusieurs moyens de fixation.
[Revendication 29] Propulseur aéronautique (10) selon la revendication précédente, dans lequel le système de fixation (27) est un pylône (37).
[Revendication 30] Propulseur aéronautique (10) selon la revendication précédente, dans lequel le pylône (37) et les deux pales (18) adjacentes au pylône (37) de la rangée annulaire aval appartiennent chacun à une famille de pales statoriques distincte.
[Revendication 31] Aéronef présentant un axe longitudinal (X1 ) et comprenant un propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, un fuselage (33) et une aile (31) à laquelle ou auquel est fixé le propulseur aéronautique (10), dans lequel la valeur absolue de l’angle (ll/JII) entre l’axe longitudinal (X) du propulseur aéronautique et l’axe longitudinal de l’aéronef (X1 ) varie entre 0.5° et 30°, de préférence entre 2° et 20°, ou encore de préférence entre 3° et 10°.
[Revendication 32] Aéronef présentant un axe longitudinal (X1) et comprenant un propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications 1 à 24, un fuselage (33) et une aile ou voilure (31 ) à laquelle ou auquel est fixé le propulseur aéronautique (10), dans lequel d1 d2 et d1 ou d2 est inférieur à 0,75*D, de préférence 0,5*D ou encore de préférence 0,3*D, avec :
- d1 qui peut être défini comme la distance axiale (X) entre le bord de fuite (BF) de la pale statorique vers l’extrémité libre (25) et le bord d’attaque (BA) de la voilure (ou aile), et cela pour la pale statorique la plus proche azimutalement du bord d’attaque de la voilure, ou aile, et contenue dans le secteur angulaire compris entre 12H et 6H en passant par 9H, et
- d2 peut être défini comme la distance axiale (X) entre le bord de fuite (BF) de la pale statorique au niveau de l’extrémité libre et le bord d’attaque de la voilure, ou aile, et cela pour la pale statorique la plus proche azimutalement au bord d’attaque de la voilure, ou aile, et contenue dans le secteur angulaire compris entre 12H et 6H en passant par 3H.
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