EP2582985B1 - Compresseur et turbomachine a rendement optimise. - Google Patents

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EP2582985B1
EP2582985B1 EP11735463.9A EP11735463A EP2582985B1 EP 2582985 B1 EP2582985 B1 EP 2582985B1 EP 11735463 A EP11735463 A EP 11735463A EP 2582985 B1 EP2582985 B1 EP 2582985B1
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EP
European Patent Office
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blades
downstream
upstream
compressor
compressor according
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EP11735463.9A
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Vincent Paul Gabriel Perrot
Agnès PESTEIL
Lieven Baert
Vasiliki Iliopoulou
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Safran Aircraft Engines SAS
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Safran Aircraft Engines SAS
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    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence

Definitions

  • the invention relates to axial flow compressors of a turbomachine.
  • Such compressors usually include a casing in which a paddle wheel is mounted for relative rotation, the wheel comprising a set of radial blades each having an end, a leading edge, and a trailing edge.
  • the blades are arranged in such a way that their ends pass as close as possible to the internal wall of the casing.
  • the document EP 2 180 195 A2 discloses a compressor comprising an internal shoulder and guide elements, formed on the wall of the casing, and which interact with these vortices.
  • This groove or trench is an axisymmetric groove formed in the wall of the housing.
  • This groove is hollowed out with respect to the aerodynamic reference surface which is the shape which the internal wall of the casing would have in the absence of a groove and which corresponds to the general shape of the gas passage stream.
  • the patent GB10179 gives an example of a compressor comprising such a groove.
  • the groove is formed essentially by three substantially conical surfaces, namely an upstream surface, a middle surface and a downstream surface, extending one after the other from upstream to downstream.
  • the median surface is substantially parallel to the aerodynamic reference surface.
  • the downstream surface joins the aerodynamic reference surface just downstream of the vaning edge of the blades.
  • the advantage of such a bleeding is that it allows, thanks to its surface median extending parallel to the aerodynamic reference surface, to generate only a relatively limited vortex of play. Indeed, the passage between the casing and the blade at the level of the median surface does not take place inside the aerodynamic reference surface, but is offset to the bottom of the groove, and therefore radially at a distance from the normal gas passage stream that delimits the aerodynamic reference surface. Due to this offset, the passage of fluid from the lower surface to the upper surface via the median surface is relatively low and contributes very little to the vortices of play.
  • the fluid passage is highly turbulent and contributes significantly to the game vortices.
  • this compressor comprises makes it possible to improve the efficiency of the compressor, but only to a small extent, and on the other hand does not bring any improvement, or even brings degradation, in terms of pumping margin.
  • the objective of the invention is to provide an axial flow compressor for a turbomachine, comprising a casing, having an internal wall whose general shape defines an aerodynamic reference surface delimiting a gas passage stream; an impeller, mounted for rotation relative to the casing in said vein; the wheel comprising a plurality of radial vanes each comprising an end, a leading edge, and a trailing edge; a circumferential groove being formed in the internal wall of the casing; the shape of said groove being defined essentially by three substantially conical surfaces, namely an upstream surface, a middle surface and a downstream surface, extending one after the other from upstream to downstream; the median surface being substantially parallel to said aerodynamic reference surface; and the downstream surface extending downstream at least to the trailing edge of the blades; compressor in which the efficiency losses due to the play vortices are lower, but the pumping margin at least as large, as in the compressors known previously.
  • the aerodynamic reference surface is a fictitious surface, the shape of which is what one can imagine that the casing would have had, if the groove had not been formed in its wall.
  • the upstream surface extends upstream of the leading edge of the blades, and the junction between the middle and downstream surfaces is located between 30% and 80%, and preferably between 50 and 65%, of the axial length of the blades from the leading edge.
  • the invention consists in a joint arrangement of the casing and of the shape of the tip of the blades, allowing the clearance flow to take place not inside the aerodynamic reference surface, but inside a groove arranged in the wall of the casing.
  • This groove has an innovative triple slope shape.
  • This triple slope is formed by three surfaces, each having a very specific function:
  • the median surface is that which makes it possible to maintain a significant pressure differential between the two sides, intrados and extrados, of each of the blades.
  • the median surface limits the longer part of the blade, it is the surface which is best able to limit the flow passing from the lower surface to the upper surface, because it is offset to the outside aerodynamic reference surface:
  • it is at the median surface that the path that the fluid must travel to pass from the lower surface to the upper surface is the longest, or in other words, that the radial detour imposed on the flow is the largest. For this reason, the larger the median surface, the weaker the flow of fluid passing from the lower surface to the upper surface and thus, the better the efficiency of the impeller - ignoring the side effects -.
  • the upstream and downstream surfaces have the function of and are shaped so as to minimize the formation of vortices at the entrance and at the exit of the groove.
  • the upstream surface is formed entirely upstream of the leading edge of the blade. This allows the middle surface to extend as far upstream as possible, that is to say up to the level of the leading edge of the blades.
  • the invention defines an optimized solution consisting in interrupting the median surface between 30% and 80% relative to the chord of the blades, and in arranging the downstream surface with a slight slope allowing the smooth connection of the median surface of the bleeding at the main surface (aerodynamic reference surface) of the casing.
  • the compressor according to the invention has better performance than the traditional compressor. Compared with known compressors, the compressor according to the invention provides better results in terms of efficiency and pumping margin.
  • the break in slope between the middle and downstream surfaces formed between 30% and 80% of the axial length of the blades allows a better interaction of the clearance flow with the main flow. Indeed, the downstream surface has a slight slope, which generates little vortices.
  • the arrangement of the downstream surface in a slight slope does not cause too large a reduction in the size of the middle surface.
  • the median surface is preserved with a significant size (30 to 80% of the axial length of the blade), which makes it possible to maintain a high efficiency as regards the efficiency of the compressor.
  • the adjustments made to the groove and to the blades according to the invention do not bring any specific difficulty for the manufacture of the casing or of the blades.
  • connection or junction surfaces of the connection leave type, are generally provided to connect the upstream surface in pairs. at the middle surface and the middle surface at the downstream surface.
  • junction surfaces are also provided, in general, between the upstream surface and the aerodynamic reference surface upstream of the groove, and between the downstream surface and the aerodynamic reference surface downstream of the groove.
  • the upstream surface extends upstream of the leading edge of the blades over 5 to 25%, and preferably 7 to 20%, of the inter-blade pitch separating in the circumferential direction the ends of two blades consecutive.
  • a relatively large upstream extension (more than 5% of the inter-blade pitch) of the upstream surface is preferable to a straight upstream surface, that is to say in the form of a step.
  • a vortex forms, which propagates and then mixes with the game vortex: which generates significant yield losses.
  • the downstream surface extends downstream of the trailing edge of the blades over 5 to 25%, and preferably 7 to 20%, of the inter-blade pitch separating in the circumferential direction the ends of two consecutive blades .
  • a relatively large extension downstream (more than 5% of the inter-blade pitch) of the downstream surface is preferable to a straight downstream surface, that is to say in the form of a step.
  • the downstream surface is picked up and forms a stair step in the vicinity of the trailing edge of the blade, the fluid stagnates in the corner thus formed by the bleeding and heats up as the blades pass, which creates losses in the play area which are added to those caused by the vortex directly created by walking.
  • the downstream surface in a longitudinal section, forms an angle of less than 15 °, and preferably less than 5 °, with the aerodynamic reference surface.
  • the upstream surface in a longitudinal section, forms an angle of less than 90 °, and preferably less than 30 °, with the aerodynamic reference surface.
  • the blades extend inside or to the aerodynamic reference surface, without protruding inside the groove. It is indeed desirable to limit as much as possible the disturbance of the flow occurring during the crossing of the impeller; also, it is desirable that the path of the fluid remains contained as much as possible in the aerodynamic reference surface, between the blades. It therefore does not seem desirable for the blades to extend inside the casing, thus protruding outside the reference aerodynamic surface. However, an embodiment with longer blades and penetrating inside the groove is however possible.
  • a substantially constant radial clearance extends between the end of the blades and the groove. This play may be equal to the play usually provided between the tips of the blades and the casing in the case of smooth veins, without bleeding.
  • a second objective of the invention is to propose a turbomachine comprising at least one compressor, a turbomachine in which the losses in efficiency due to the play vortices in the compressor are lower, but the pumping margin at least as great, as in the machines comprising previously known compressors.
  • the compressor is a compressor as defined above.
  • the figure 1 represents an axial flow compressor of a turbomachine 10.
  • This comprises a casing 12, in which is mounted an impeller 14.
  • the impeller 14 itself comprises a rotor disk 16, on which are fixed in a known manner oneself of the radial vanes 18, in an axisymmetric manner.
  • the impeller is arranged so that it can rotate along an axis of rotation A inside the casing 12.
  • the casing 12 has an internal wall 20 whose general shape defines a reference aerodynamic surface 22 ( fig. 3 ) delimiting a gas passage vein.
  • This aerodynamic reference surface is a surface of revolution, which has a generally substantially conical shape, and in this case cylindrical.
  • Each blade 18 has ( fig. 3 ) a leading edge 26, a trailing edge 28, and a radially outer end 24 which extends axially over a distance L from upstream to downstream.
  • a slight clearance B is provided (clearance which in certain cases can be modified as a result of friction occurring during the first hours of engine operation) between the end 24 of the blade 18 and the internal wall 20 of the casing 12.
  • the ends of the blades are spaced two by two by a distance D, in the circumferential direction, known as inter-blade pitch.
  • a circumferential groove 32 is formed in the internal wall 20 of the casing 12.
  • This groove is formed by three substantially conical surfaces, namely an upstream surface 32A, a middle surface 32B and a downstream surface 32C. These three surfaces extend one after the other from upstream to downstream (from left to right on the figure 3 ).
  • the upstream surface is of increasing diameter, the middle surface of substantially constant diameter, the downstream surface of decreasing diameter.
  • the end 24 of the blade 18 is arranged so as to maintain a substantially constant clearance B with the groove.
  • the end 24 of the blade has upstream, opposite the median surface 32B, an upstream part 24B which merges locally with the aerodynamic reference surface 22. More downstream, the end 24 of the blade has opposite downstream surface 32C (more precisely, an upstream portion of the downstream surface), a downstream part 24C.
  • the downstream part 24C is formed (like the upstream part 24B) so as to maintain a constant clearance between the end 24 of the blade and the groove 32. Also, the part 24C of the blade is trimmed or slightly shortened radially with respect to the upstream part 24B.
  • the upstream surface 32A extends upstream of the leading edge of the blades, over a distance DA which is equal to approximately 10% of the inter-blade pitch.
  • the angle ⁇ 1 formed by the upstream surface 32A, in an axial section, with the aerodynamic reference surface 22, is approximately 15 °.
  • the median surface 32B is a surface substantially parallel to the aerodynamic reference surface 22 (or “offset” (“offset”) relative to the latter).
  • offset offset
  • the section curve of the surface 24B is parallel to the section curve of the reference aerodynamic surface 22.
  • the median surface 32B extends from the leading edge of the blade 18, to a plane P situated at 50% of the distance L, relative to the leading edge 26 of the blade 18.
  • the downstream surface 32C extends downstream of the middle surface 32B at least up to the level of the trailing edge 28, and preferably beyond, to a distance DC downstream of the trailing edge 28. In the case represented in figure 3 , the downstream surface 32C extends to a distance DC equal to around 10% of the inter-blade pitch D. Also, the angle ⁇ 2 that forms the downstream surface 32C, in an axial section, with the aerodynamic reference surface 22, is worth approximately 1 °.
  • the figures 4 and 5 present comparative results from 3D numerical simulations carried out from the resolution of the Navier-Stokes equations.
  • the figure 4 presents the results of flow simulations in a compressor with a groove of known shape, and the figure 5 , the result in a compressor according to the invention.
  • the general direction A2 of the axis A of the compressor is shown on the figures 4 and 5 .
  • the general direction of fluid flow through the compressor is also indicated by an arrow.
  • the compressor partially shown in the figure 4 comprises a groove 132 formed with an upstream surface 132A, a middle surface 132B and a surface 132C.
  • the upstream 132A and downstream 132C surfaces form real stair steps arranged across the flow of fluid in the vein.
  • each of figures 4 and 5 presents a set of partial parallel cuts C1-C9.
  • Each of the sections C1-C9 schematically represents the flow in a plane.
  • the different cutting planes are parallel and extend in the direction A2 of the axis of rotation of the impeller 14 and substantially in the radial direction of the blades 18A-18C.
  • the left side of the figures 4 and 5 firstly illustrates the first effect of the invention, in the vicinity of the leading edge (26A, 26B) of the blades (18A, 18B).
  • the figure 4 shows the presence of a vortex 40 formed immediately downstream of the upstream surface. With the invention ( fig. 5 ), this vortex 40 is almost eliminated.
  • the shape of the groove 32 makes it possible to reduce the formation of vortices at the level of the upstream surface of the grooves. Indeed, we see that the vortex 40 formed on the upstream in the traditional compressor, hardly forms in the compressor according to the invention and does not magnify the main game vortex.
  • the figures show a vortex 44 more specifically linked to the shape of the trench on the downstream part of the blade. Again, especially in sections C8, C9 and in sections C3 and C4, we can see with the invention a reduction in the size of the vortex 44 in the vicinity of dawn.
  • the vortex generated in the vicinity of the downstream surface is less on the compressor according to the invention than on the traditional compressor.

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Description

  • L'invention concerne les compresseurs à flux axial de turbomachine. De tels compresseurs comportent habituellement un carter dans lequel est montée à rotation relative une roue à aubes, la roue comportant un ensemble d'aubes radiales comportant chacune une extrémité, un bord d'attaque, et un bord de fuite.
  • En général les aubes sont agencées de telle manière que leurs extrémités passent aussi près que possible de la paroi interne du carter.
  • Il est cependant nécessaire de ménager un jeu entre les extrémités des aubes et la paroi interne du carter. Aussi, lorsque la roue tourne par rapport au carter, de l'air (ou plus généralement, du fluide) s'écoule de l'intrados vers l'extrados via ce jeu entre l'aube et le carter. Cet écoulement est fortement turbulent. Il génère ainsi des tourbillons appelés tourbillons de jeu, qui créent des pertes de rendement pour le compresseur, et cela d'autant plus que les tourbillons de jeu interagissent avec les couches limites qui existent sur la paroi du carter.
  • Le document EP 2 180 195 A2 divulgue un compresseur comprenant un épaulement interne et des éléments de guidage, formés sur la paroi du carter, et qui interagissent avec ces tourbillons.
  • Pour réduire l'importance des tourbillons de jeu, il est connu d'aménager une saignée sur la paroi interne du carter, sensiblement au droit de l'extrémité de l'aube. Cette saignée ou tranchée ('trench' en Anglais) est une rainure axisymétrique formée dans la paroi du carter. Cette rainure est formée en creux par rapport à la surface aérodynamique de référence qui est la forme qu'aurait la paroi interne du carter en l'absence de saignée et qui correspond à la forme générale de la veine de passage de gaz.
  • Le brevet GB10179 donne un exemple de compresseur comportant une telle saignée. Dans le compresseur divulgué par ce brevet, la saignée est formée essentiellement par trois surfaces sensiblement coniques, à savoir une surface amont, une surface médiane et une surface aval, s'étendant les unes à la suite des autres de l'amont vers l'aval. La surface médiane est sensiblement parallèle à la surface aérodynamique de référence. La surface aval rejoint la surface aérodynamique de référence juste en aval du bord de fuite des aubes.
  • L'intérêt d'une telle saignée est qu'elle permet, grâce à sa surface médiane s'étendant parallèlement à la surface aérodynamique de référence, de ne générer qu'un tourbillon de jeu relativement limité. En effet, le passage entre le carter et l'aube au niveau de la surface médiane ne se fait pas à l'intérieur de la surface aérodynamique de référence, mais est déporté au fond de la saignée, et donc radialement à une distance de la veine de passage normal du gaz que délimite la surface aérodynamique de référence. Du fait de ce déport, le passage de fluide de l'intrados vers l'extrados via la surface médiane est relativement faible et ne contribue que très peu aux tourbillons de jeu.
  • Cependant, aux limites amont et aval de la saignée, le passage de fluide est fortement turbulent et contribue de manière importante aux tourbillons de jeu.
  • Il s'ensuit que la saignée que comporte ce compresseur permet d'améliorer le rendement du compresseur, mais seulement dans une faible mesure, et d'autre part n'apporte aucune amélioration, voire apporte une dégradation, en terme de marge au pompage.
  • D'autres exemples de compresseurs dont le carter présente un aménagement spécifique sont divulgués par le document EP 2180195 .
  • Aussi, l'objectif de l'invention est de proposer un compresseur à flux axial de turbomachine, comprenant un carter, présentant une paroi interne dont la forme générale définit une surface aérodynamique de référence délimitant une veine de passage de gaz ;
    une roue à aubes, montée à rotation relative par rapport au carter dans ladite veine ;
    la roue comportant une pluralité d'aubes radiales comportant chacune une extrémité, un bord d'attaque, et un bord de fuite ; une saignée circonférentielle étant formée dans la paroi interne du carter ;
    la forme de ladite saignée étant définie essentiellement par trois surfaces sensiblement coniques, à savoir une surface amont, une surface médiane et une surface aval, s'étendant les unes à la suite des autres de l'amont vers l'aval ;
    la surface médiane étant sensiblement parallèle à ladite surface aérodynamique de référence ; et
    la surface aval s'étendant vers l'aval au moins jusqu'au bord de fuite des aubes ;
    compresseur dans lequel les pertes de rendement dues aux tourbillons de jeu soient plus faibles, mais la marge au pompage au moins aussi importante, que dans les compresseurs connus antérieurement.
  • La surface aérodynamique de référence est une surface fictive, dont la forme est celle que l'on peut imaginer que le carter aurait eu, si la saignée n'avait pas été formée dans sa paroi.
  • L'objectif indiqué précédemment est atteint grâce au fait que dans le compresseur, la surface amont s'étend en amont du bord d'attaque des aubes, et la jonction entre les surfaces médiane et aval est située entre 30% et 80%, et de préférence entre 50 et 65%, de la longueur axiale des aubes depuis le bord d'attaque.
  • L'invention consiste dans un aménagement conjoint du carter et de la forme de l'extrémité des aubes, permettant que l'écoulement de jeu se fasse non pas à l'intérieur de la surface aérodynamique de référence, mais à l'intérieur d'une saignée aménagée dans la paroi du carter.
  • Cette saignée présente une forme innovante à triple pente. Cette triple pente est formée par trois surfaces ayant chacune une fonction bien spécifique :
    La surface médiane est celle qui permet de maintenir un différentiel de pression significatif entre les deux côtés, intrados et extrados, de chacune des aubes. Comme la surface médiane limite la partie de plus grande longueur de l'aube, elle est la surface qui est la mieux à même de limiter le flux passant de l'intrados à l'extrados, du fait qu'elle est déportée à l'extérieur de surface aérodynamique de référence : Aussi, c'est au niveau de la surface médiane que le trajet que doit parcourir le fluide pour passer de l'intrados à l'extrados est le plus long, ou en d'autres termes, que le détour radial imposé au flux est le plus grand. Pour cette raison, plus la surface médiane est importante, plus faible est le flux de fluide passant de l'intrados à l'extrados et ainsi, meilleur est le rendement de la roue à aubes - en faisant abstraction des effets de bords -.
  • Suivant ce raisonnement, on pourrait souhaiter accroître au maximum l'importance de la surface médiane. Cela a été fait dans de nombreuses réalisations antérieures.
  • Cependant, ce choix n'est pas optimal car le gain de rendement indiqué précédemment est réduit à cause des effets de bords, à savoir l'augmentation des tourbillons générée par les bords abrupts en amont et en aval de la saignée.
  • Aussi dans l'invention, les surfaces amont et aval ont pour fonction de et sont conformées de façon à minimiser la formation de tourbillons à l'entrée et à la sortie de la saignée.
  • Pour cela, la surface amont est formée entièrement en amont du bord d'attaque de l'aube. Cela permet à la surface médiane de s'étendre au maximum vers l'amont, c'est-à-dire jusqu'au niveau du bord d'attaque des aubes.
  • Cependant, il n'est pas possible de procéder de la même manière pour la partie aval de la saignée ; il est en effet préférable pour réduire l'importance des tourbillons générés au niveau du bord de fuite des aubes, de limiter l'extension de la saignée vers l'aval. Aussi, l'invention définit une solution optimisée consistant à interrompre la surface médiane entre 30% et 80% par rapport à la corde des aubes, et à agencer la surface aval avec une faible pente permettant le raccordement en douceur de la surface médiane de la saignée à la surface principale (surface aérodynamique de référence) du carter.
  • Grâce à ces dispositions, le compresseur selon l'invention présente un meilleur rendement que le compresseur traditionnel. Comparé aux compresseurs connus, le compresseur selon l'invention apporte de meilleurs résultats en terme de rendement et de marge au pompage. En particulier, la rupture de pente entre les surfaces médiane et aval formée entre 30% et 80% de la longueur axiale des aubes permet une meilleure interaction de l'écoulement de jeu avec l'écoulement principal. En effet, la surface aval présente une faible pente, peu génératrice de tourbillons.
  • Avantageusement, grâce au fait que la surface amont soit déportée en amont du bord d'attaque de l'aube, l'aménagement en faible pente de la surface aval n'entraine pas une réduction trop grande de la taille de la surface médiane. Grâce à l'invention, la surface médiane est conservée avec une taille significative (30 à 80% de la longueur axiale de l'aube), ce qui permet de conserver une grande efficacité quant au rendement du compresseur.
  • En outre, avantageusement, les aménagements apportés à la saignée et aux aubes selon l'invention n'apportent aucune difficulté spécifique pour la fabrication du carter ou des aubes.
  • L'expression 'la forme de ladite saignée étant définie essentiellement par trois surfaces...' est liée au fait que de petites surfaces de raccordement ou de jonction, de type congés de raccordement, sont généralement prévues pour relier deux à deux la surface amont à la surface médiane et la surface médiane à la surface aval. De telles surfaces de jonction sont également prévues, en général, entre la surface amont et la surface aérodynamique de référence en amont de la saignée, et entre la surface aval et la surface aérodynamique de référence en aval de la saignée.
  • Dans un mode de réalisation, la surface amont s'étend en amont du bord d'attaque des aubes sur 5 à 25%, et de préférence 7 à 20%, du pas inter-aubes séparant suivant la direction circonférentielle les extrémités de deux aubes consécutives.
  • Une extension relativement grande vers l'amont (plus de 5% du pas inter-aubes) de la surface amont est préférable à une surface amont droite, c'est-à-dire en forme de marche. En effet, si la surface amont est ramassée et forme une marche d'escalier au voisinage du bord d'attaque de l'aube, lorsque le fluide en mouvement rencontre cette marche, il se forme un tourbillon, qui se propage et se mélange ensuite avec le tourbillon de jeu : ce qui génère des pertes de rendement significatives.
  • Dans un mode de réalisation, la surface aval s'étend en aval du bord de fuite des aubes sur 5 à 25%, et de préférence 7 à 20%, du pas inter-aubes séparant suivant la direction circonférentielle les extrémités de deux aubes consécutives.
  • En effet, une extension relativement grande vers l'aval (plus de 5% du pas inter-aubes) de la surface aval est préférable à une surface aval droite, c'est-à-dire en forme de marche. En effet, si la surface aval est ramassée et forme une marche d'escalier au voisinage du bord de fuite de l'aube, le fluide stagne dans le coin ainsi formé par la saignée et s'échauffe au passage des aubes, ce qui crée des pertes dans la zone de jeu qui s'ajoutent à celles engendrées par le tourbillon directement créé par la marche.
  • Dans un mode de réalisation, dans une section longitudinale, la surface aval forme un angle inférieur à 15°, et de préférence inférieur à 5°, avec la surface aérodynamique de référence.
  • Dans un mode de réalisation, dans une section longitudinale, la surface amont forme un angle inférieur à 90°, et de préférence inférieur à 30°, avec la surface aérodynamique de référence.
  • Dans les deux modes de réalisation précédents, le fait de former les surfaces amont et/ou aval en pente douce, avec des angles relativement faibles, permet de réduire au maximum la génération de turbulence et donc la perte de rendement aux limites amont et aval de la saignée.
  • Dans un mode de réalisation, les aubes s'étendent à l'intérieur de ou jusqu'à la surface aérodynamique de référence, sans dépasser à l'intérieur de la saignée. Il est en effet souhaitable de limiter au maximum la perturbation du flux se produisant lors de la traversée de la roue à aubes ; aussi, il est souhaitable que le trajet du fluide reste contenu autant que possible dans la surface aérodynamique de référence, entre les aubes. Il ne semble donc pas souhaitable que les aubes s'étendent à l'intérieur du carter, dépassant ainsi à l'extérieur de la surface aérodynamique de référence. Cependant, un mode de réalisation avec des aubes plus longues et pénétrant à l'intérieur de la saignée est toutefois envisageable.
  • Dans un mode de réalisation, un jeu radial sensiblement constant s'étend entre l'extrémité des aubes et la saignée. Ce jeu peut être égal au jeu habituellement prévu entre les extrémités d'aubes et le carter dans le cas de veines lisses, sans saignée.
  • Un second objectif de l'invention est de proposer une turbomachine comprenant au moins un compresseur, turbomachine dans laquelle les pertes de rendement dues aux tourbillons de jeu dans le compresseur soient plus faibles, mais la marge au pompage au moins aussi importante, que dans les machines comportant des compresseurs connus antérieurement.
  • Cet objectif est atteint grâce au fait que le compresseur est un compresseur tel que défini précédemment.
  • L'invention sera bien comprise et ses avantages apparaîtront mieux à la lecture de la description détaillée qui suit, de modes de réalisation représentés à titre d'exemples non limitatifs. La description se réfère aux dessins annexés, sur lesquels :
    • la figure 1 est une vue schématique d'une portion de compresseur ;
    • la figure 2 est une vue schématique en perspective illustrant le tourbillon de jeu ;
    • la figure 3 est une coupe schématique axiale d'une portion de compresseur, passant par une aube ;
    • les figures 4 et 5 sont des diagrammes comparatifs, présentant les champs de pression, respectivement dans un compresseur avec une saignée de forme connue, et avec un compresseur selon l'invention.
  • La figure 1 représente un compresseur à flux axial de turbomachine 10. Celui-ci comprend un carter 12, dans lequel est montée une roue à aubes 14. La roue à aubes 14 comprend elle-même un disque rotor 16, sur lequel sont fixées de manière connue en soi des aubes radiales 18, de manière axisymétrique. La roue à aubes est agencée de manière à pouvoir tourner suivant un axe de rotation A à l'intérieur du carter 12.
  • Le carter 12 présente une paroi interne 20 dont la forme générale définit une surface aérodynamique de référence 22 (fig.3) délimitant une veine de passage de gaz. Cette surface aérodynamique de référence est une surface de révolution, qui a une forme générale sensiblement conique, et dans le cas présent cylindrique.
  • L'agencement des aubes 18 et de la paroi interne 20 du compresseur 10 selon l'invention, afin de réduire les tourbillons de jeu, est présenté en figure 3.
  • Chaque aube 18 comporte (fig.3) un bord d'attaque 26, un bord de fuite 28, et une extrémité radialement extérieure 24 qui s'étend axialement sur une distance L de l'amont à l'aval. Naturellement, un léger jeu B est prévu (jeu qui dans certains cas, peut se voir modifié suite aux frottements se produisant pendant les premières heures de fonctionnement du moteur) entre l'extrémité 24 de l'aube 18 et la paroi interne 20 du carter 12.
  • D'autre part (fig.2), les extrémités des aubes sont distantes deux à deux d'une distance D, suivant la direction circonférentielle, dite pas inter-aubes.
  • Pour réduire les tourbillons de jeu, une saignée circonférentielle 32 est formée dans la paroi interne 20 du carter 12. Cette saignée est formée par trois surfaces sensiblement coniques, à savoir une surface amont 32A, une surface médiane 32B et une surface aval 32C. Ces trois surfaces s'étendent les unes à la suite des autres de l'amont vers l'aval (de la gauche vers la droite sur la figure 3).
  • Dans le cas le plus fréquent (comme celui qui est illustré), de l'amont vers l'aval, la surface amont est de diamètre croissant, la surface médiane de diamètre sensiblement constant, la surface aval de diamètre décroissant.
  • L'extrémité 24 de l'aube 18 est aménagée de manière à maintenir un jeu B sensiblement constant avec la saignée.
  • Pour cela, l'extrémité 24 de l'aube présente en amont, en regard de la surface médiane 32B, une partie amont 24B qui se confond localement avec la surface aérodynamique de référence 22. Plus en aval, l'extrémité 24 de l'aube présente en regard de la surface aval 32C (plus précisément, d'une portion amont de la surface aval), une partie aval 24C. Dans le mode de réalisation présenté, la partie aval 24C est formée (comme la partie amont 24B) de manière à maintenir un jeu constant entre l'extrémité 24 de l'aube et la saignée 32. Aussi, la partie 24C de l'aube est rognée ou légèrement raccourcie radialement par rapport à la partie amont 24B.
  • La surface amont 32A s'étend en amont du bord d'attaque des aubes, sur une distance DA qui vaut environ 10% du pas inter-aubes. L'angle α1 que forme la surface amont 32A, dans une section axiale, avec la surface aérodynamique de référence 22, vaut environ 15°.
  • La surface médiane 32B est une surface sensiblement parallèle à la surface aérodynamique de référence 22 (ou 'décalée' ('offset') par rapport à celle-ci). En d'autres termes, et plus précisément, dans une section axiale (ou méridienne) comme celle de la figure 2, la courbe de section de la surface 24B est parallèle à la courbe de section de la surface aérodynamique de référence 22.
  • La surface médiane 32B s'étend depuis le bord d'attaque de l'aube 18, jusqu'à un plan P situé à 50% de la distance L, par rapport au bord d'attaque 26 de l'aube 18.
  • La surface aval 32C s'étend à l'aval de la surface médiane 32B au moins jusqu'au niveau du bord de fuite 28, et de préférence au-delà, jusqu'à une distance DC en aval du bord de fuite 28. Dans le cas représenté en figure 3, la surface aval 32C s'étend jusqu'à une distance DC valant environ 10% du pas inter-aubes D. Aussi, l'angle α2 que forme la surface aval 32C, dans une section axiale, avec la surface aérodynamique de référence 22, vaut environ 1°.
  • L'apport de l'invention pour la réduction du phénomène de tourbillon de jeu va maintenant être détaillé en relation avec les figures 4 et 5.
  • Lorsque la roue à aubes 14 est en rotation relative par rapport au carter 12 autour de l'axe A, les extrémités 24 des aubes 18 se déplacent à grande vitesse en regard de la paroi interne 20 du carter 12.
  • Sous l'effet de cette rotation, un différentiel de pression s'établit entre l'intrados et l'extrados des aubes 18. Aussi, un léger flux de fluide (d'air) passe par le jeu B entre l'extrémité des aubes et le fond de la saignée. Ce flux génère un fort tourbillon dit tourbillon de jeu.
  • Les figures 4 et 5 présentent des résultats comparatifs issus de simulations numériques en 3D réalisées à partir de la résolution des équations de Navier-Stokes.
  • La figure 4 présente le résultat de simulations d'écoulement dans un compresseur présentant une saignée de forme connue, et la figure 5, le résultat dans un compresseur selon l'invention.
  • La direction générale A2 de l'axe A du compresseur est représentée sur les figures 4 et 5. Le sens général de passage du fluide à travers le compresseur est également indiqué par une flèche.
  • Le compresseur partiellement représenté sur la figure 4 comporte une saignée 132 formée avec une surface amont 132A, une surface médiane 132B et une surface 132C. Les surfaces amont 132A et aval 132C forment de véritables marches d'escalier disposées en travers du flux de fluide dans la veine.
  • Pour les autres références apparaissant sur les figures 4 et 5, les mêmes références numériques sont utilisées dans les deux figures 4 et 5.
  • Sur chacune de ces figures sont représentées les extrémités de trois aubes 18A, 18B et 18C.
  • De plus, chacune des figures 4 et 5 présente un ensemble de coupes parallèles partielles C1-C9. Chacune des coupes C1-C9 représente schématiquement l'écoulement dans un plan. Les différents plans de coupe sont parallèles et s'étendent suivant la direction A2 de l'axe de rotation de la roue à aubes 14 et sensiblement suivant la direction radiale des aubes 18A-18C.
  • Dans chaque coupe C1-C9 sont représentées les lignes isobares dans le flux de fluide. Ces lignes font donc apparaître en particulier les tourbillons se formant lors de l'écoulement.
  • La partie gauche des figures 4 et 5 illustre tout d'abord le premier effet de l'invention, au voisinage du bord d'attaque (26A, 26B) des aubes (18A, 18B). La figure 4 montre la présence d'un tourbillon 40 formé immédiatement en aval de la surface amont. Avec l'invention (fig.5), ce tourbillon 40 est quasiment supprimé.
  • On voit donc que la forme de la saignée 32 permet de réduire la formation de tourbillons au niveau de la surface amont des saignées. En effet, on voit que le tourbillon 40 formé sur l'amont dans le compresseur traditionnel, ne se forme quasiment pas dans le compresseur selon l'invention et ne vient pas grossir le tourbillon de jeu principal.
  • Ensuite, les figures montrent l'existence d'un tourbillon principal 42 formé à partir du bord d'attaque. Ce tourbillon semble peu affecté par les modifications apportées sur la tranchée, en extrémité d'aube.
  • Enfin, les figures montrent un tourbillon 44 plus spécifiquement lié à la forme de la tranchée sur la partie aval de l'aube. Là encore, notamment dans les coupes C8,C9 ainsi que dans les coupes C3 et C4, on peut constater avec l'invention une réduction de l'importance du tourbillon 44 au voisinage de l'aube.
  • Aussi, on constate que le tourbillon généré au voisinage de la surface aval est moindre sur le compresseur selon l'invention que sur le compresseur traditionnel.
  • En conclusion, ces figures montrent que la géométrie de compresseur présentée, conforme à l'invention, apporte un gain en rendement sur la ligne de fonctionnement et une amélioration de la marge au pompage. Les pertes sur le rotor sont diminuées à partir de 75% de la hauteur de l'aube.

Claims (8)

  1. Compresseur (10) à flux axial de turbomachine, comprenant un carter (12), présentant une paroi interne (20) dont la forme générale définit une surface aérodynamique de référence (22) délimitant une veine de passage de gaz ;
    une roue à aubes (14), montée à rotation relative par rapport au carter dans ladite veine ;
    la roue comportant une pluralité d'aubes (18) radiales comportant chacune une extrémité (24), un bord d'attaque (26), et un bord de fuite (28);
    une saignée circonférentielle (32) étant formée dans la paroi interne du carter ;
    la forme de ladite saignée étant définie essentiellement par trois surfaces (32A,32B,32C) sensiblement coniques, à savoir une surface amont (32A), une surface médiane (32B) et une surface aval (32C), s'étendant les unes à la suite des autres de l'amont vers l'aval ;
    la surface médiane étant sensiblement parallèle à ladite surface aérodynamique de référence; et
    la surface aval s'étendant vers l'aval au moins jusqu'au bord de fuite (28) des aubes ;
    le compresseur se caractérisant en ce que
    la surface amont (32A) s'étend en amont du bord d'attaque des aubes ;
    la jonction entre les surfaces médiane et aval est située entre 30% et 80%, et de préférence entre 50 et 65%, de la longueur axiale (L) des aubes (18) à partir du bord d'attaque (26).
  2. Compresseur selon la revendication 1, dans lequel la surface amont (32A) s'étend en amont du bord d'attaque (26) des aubes sur 5 à 25%, et de préférence 7 à 20%, du pas inter-aubes (D) séparant suivant la direction circonférentielle les extrémités de deux aubes consécutives.
  3. Compresseur selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la surface aval (32B) s'étend en aval du bord de fuite (28) des aubes sur 5 à 25%, et de préférence 7 à 20%, du pas inter-aubes (D) séparant suivant la direction circonférentielle les extrémités de deux aubes consécutives.
  4. Compresseur selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel dans une section longitudinale, la surface aval (32C) forme un angle (α2) inférieur à 15°, et de préférence inférieur à 5°, avec ladite surface aérodynamique de référence (22).
  5. Compresseur selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel dans une section longitudinale, la surface amont (32A) forme un angle (α1) inférieur à 90°, et de préférence inférieur à 30°, avec ladite surface aérodynamique de référence (22).
  6. Compresseur selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel les aubes (18) s'étendent à l'intérieur de ou jusqu'à la surface aérodynamique de référence (22), sans dépasser à l'intérieur de la saignée (32).
  7. Compresseur selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel un jeu radial sensiblement constant s'étend entre l'extrémité des aubes (18) et la saignée (32).
  8. Turbomachine comprenant au moins un compresseur selon l'une quelconque des revendications 1 à 7.
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