FR2966522A1 - Turbomachine, has blower supplying tertiary flow to duct, where blower is driven in rotation by air entering or leaving another blower that supplies primary flow to compressor and secondary flow to another duct - Google Patents

Abstract

The turbomachine (10) has a blower (12) supplying a primary flow (16) to a compressor (22) and a secondary flow (18) to a duct (40) extending around the compressor. Another blower (14) supplies a tertiary flow (20) to another duct (44) extending around the former duct. The latter blower is secured to a turbine wheel (46) rotatably mounted upstream of the compressor and upstream or downstream of the former blower, where the latter blower is driven in rotation by air entering the former blower or leaving the former blower.

Description

1 Turbomachine à double soufflante et triple flux 1 double fan and triple flow turbomachine

La présente invention concerne une turbomachine à double soufflante et triple flux et à fort taux de dilution, ce taux de dilution étant défini par le rapport des débits massiques d'air des flux secondaire et tertiaire sur celui du flux primaire. Typiquement, une turbomachine est du type à double flux et comprend un compresseur, une chambre de combustion et une turbine, le compresseur étant alimenté par un flux primaire qui est généré par une soufflante montée en amont du compresseur. Cette soufflante est carénée, c'est-à-dire qu'elle est entourée par un carénage, et alimente en flux secondaire une veine s'étendant autour du compresseur. Ce type de turbomachine comprend en général deux modules, respectivement basse-pression et haute-pression, le module basse- pression comprenant un compresseur et une turbine dont les rotors sont reliés par un arbre « basse-pression », et le module haute-pression comprenant un compresseur et une turbine dont les rotors sont entraînés par un arbre « haute-pression ». La soufflante de la turbomachine est en général solidaire de l'arbre basse-pression. The present invention relates to a turbomachine with double fan and triple flow and high dilution ratio, this dilution ratio being defined by the ratio of the air mass flow rates of the secondary and tertiary flows on that of the primary flow. Typically, a turbomachine is of the double flow type and comprises a compressor, a combustion chamber and a turbine, the compressor being fed by a primary flow which is generated by a fan mounted upstream of the compressor. This fan is streamlined, that is to say, it is surrounded by a fairing, and feeds in a secondary flow a stream extending around the compressor. This type of turbomachine generally comprises two modules, respectively low-pressure and high-pressure, the low-pressure module comprising a compressor and a turbine whose rotors are connected by a "low-pressure" shaft, and the high-pressure module. comprising a compressor and a turbine whose rotors are driven by a "high-pressure" shaft. The fan of the turbomachine is generally secured to the low-pressure shaft.

La séparation des flux primaire et secondaire s'effectue à l'aval de la soufflante par le biais d'une paroi de révolution de séparation des flux. Le flux primaire pénètre dans le compresseur basse-pression et le flux secondaire passe à travers des bras redresseurs sensiblement radiaux, puis est détendu dans une tuyère aval avant d'être rejeté à l'atmosphère. The separation of the primary and secondary flows is carried out downstream of the fan through a wall of revolution of flow separation. The primary flow enters the low-pressure compressor and the secondary flow passes through substantially radial straightener arms, then is expanded in a downstream nozzle before being released to the atmosphere.

Ce flux secondaire génère la majeure partie de la poussée de la turbomachine. Le taux de dilution de cette turbomachine est égal au rapport des débits massiques d'air du flux secondaire et du flux primaire. Lorsque le taux de dilution d'une turbomachine augmente à poussée constante, le rendement propulsif de cette turbomachine augmente. En effet, la poussée est proportionnelle au débit de quantité de mouvement, donc au débit massique que multiplie la vitesse d'éjection du flux, tandis que l'énergie prélevée sur le moteur par le flux et libérée sous forme d'augmentation de son énergie cinétique est proportionnelle au débit massique que multiplie la vitesse au carré, soit la quantité de mouvement que multiplie la vitesse. This secondary flow generates most of the thrust of the turbomachine. The dilution ratio of this turbomachine is equal to the ratio of the air mass flow rates of the secondary flow and the primary flow. When the dilution ratio of a turbomachine increases with constant thrust, the propulsive efficiency of this turbomachine increases. Indeed, the thrust is proportional to the flow of momentum, therefore to the mass flow rate that multiplies the ejection speed of the flow, while the energy taken from the motor by the flow and released as an increase in its energy. kinetics is proportional to the mass flow rate that multiplies the speed squared, the amount of movement that multiplies the speed.

Pour une même poussée, il faut donc réduire la vitesse pour réduire la consommation de la turbomachine. Le gain en rendement se traduit par une énergie cinétique résiduelle de l'air éjecté plus faible pour la turbomachine la plus diluée, soit une plus faible énergie non convertie en poussée. For the same thrust, it is necessary to reduce the speed to reduce the consumption of the turbomachine. The gain in efficiency results in a lower residual kinetic energy of the ejected air, which is lower for the most diluted turbomachine, ie a lower energy that is not converted into thrust.

Il est donc particulièrement intéressant d'augmenter le taux de dilution d'une turbomachine pour réduire sa consommation. Cependant, le facteur principalement limitant dans l'augmentation du taux de dilution d'une turbomachine est une augmentation corrélative de la masse de la turbomachine. It is therefore particularly interesting to increase the dilution ratio of a turbomachine to reduce its consumption. However, the mainly limiting factor in the increase of the dilution ratio of a turbomachine is a correlative increase in the mass of the turbomachine.

De plus, lorsque le taux de dilution d'une turbomachine augmente, le diamètre du flux primaire est proportionnellement plus faible comparativement au diamètre de la soufflante, ce qui induit une diminution de la vitesse périphérique des rotors du compresseur et de la turbine basse-pression, proportionnellement à celle de la soufflante. Par ailleurs, la poussée étant proportionnelle au débit massique et au taux de compression de la soufflante, si l'on augmente le débit de la soufflante, il est nécessaire de réduire son taux de compression pour une même poussée. La vitesse périphérique de la soufflante nécessaire à l'obtention de ce taux de compression réduit est plus faible, ce qui conduit à avoir une soufflante relativement lente pour un cycle fortement dilué, et contribue à réduire davantage la vitesse périphérique des rotors du compresseur et de la turbine basse-pression par rapport à celle de la soufflante. Pour pallier la réduction de la vitesse périphérique de ces rotors, il serait possible d'augmenter le nombre d'étages de ces éléments, ce qui se traduirait toutefois par une nette augmentation de la masse de la turbomachine. In addition, when the dilution ratio of a turbomachine increases, the diameter of the primary flow is proportionally smaller compared to the diameter of the fan, which induces a decrease in the peripheral speed of the compressor rotors and the low pressure turbine. , proportionally to that of the blower. Furthermore, the thrust being proportional to the mass flow rate and the compression ratio of the fan, if the flow rate of the fan is increased, it is necessary to reduce its compression ratio for the same thrust. The peripheral speed of the blower necessary to obtain this reduced compression ratio is lower, which leads to a relatively slow blower for a highly diluted cycle, and contributes to further reducing the peripheral speed of the compressor rotors and the low-pressure turbine compared to that of the blower. To overcome the reduction of the peripheral speed of these rotors, it would be possible to increase the number of stages of these elements, which would result in a significant increase in the mass of the turbomachine.

De plus, en fonctionnement au sol (c'est-à-dire au ralenti) une soufflante lente est plus sensible au flottement qu'une soufflante rapide, car sa ligne de fonctionnement au point fixe présente un taux de compression plus élevé par rapport à la ligne de fonctionnement en vol. Le risque au flottement est d'autant plus aggravé qu'une pale de soufflante lente présente un calage plus faible, et donc un premier mode de flexion qui contribue plus que sur une soufflante rapide au chargement instationnaire de la pale de la soufflante, tout en présentant un amortissement mécanique plus faible (faible chargement centrifuge et faible fréquence). Cela peut être contrebalancé par un raidissement de la pale, associé à l'utilisation d'un matériau plus rigide (tel qu'un composite à base de fibre de carbone), ou par un épaississement de la base ou partie radialement interne de la pale (ce qui entraîne toutefois une augmentation de sa masse). Il existe donc une limite à l'augmentation du taux de dilution d'une turbomachine à soufflante carénée et à double flux, tant du point de vue de la soufflante que du module basse-pression. Il est habituellement admis que cette limite du taux de dilution se situe entre 12 et 15. Au-delà de cette valeur du taux de dilution, il est nécessaire d'adjoindre des dispositifs supplémentaires à la soufflante pour la rendre fonctionnelle, et pour limiter l'augmentation de masse du module basse-pression On a déjà proposé des solutions pour augmenter le taux de dilution d'une turbomachine. Une première solution (du type de celle décrite dans le document EP-A1-1 988 274) consiste à relier par un arbre la soufflante d'une turbomachine à une turbine qui est dédiée à cette soufflante. Cependant, cette turbine doit tourner à la même vitesse que la soufflante, ce qui en accroit la difficulté aérodynamique pour une soufflante lente. Par ailleurs, ceci ne résout pas le problème de I'opérabilité de la soufflante à basse vitesse au flottement, qui ne peut alors être compensée que par une augmentation d'épaisseur ou de rigidité de la base des pales de la soufflante, et donc une augmentation de la masse, tout en pénalisant les performances et l'acoustique de la soufflante. Une autre solution consiste à relier la soufflante à un arbre basse-pression au moyen d'un réducteur mécanique, ce qui permet d'obtenir une soufflante lente tout en maintenant une vitesse périphérique des rotors du module basse-pression assez élevée et de limiter le nombre d'étages de ce module. Cependant, cette solution n'est pas entièrement satisfaisante car elle ne résout pas non plus l'opérabilité de la soufflante lente au flottement, dont les pales devraient donc être également épaissies ou rigidifiées. De plus, le réducteur mécanique est relativement lourd et encombrant, et doit être refroidi, compte tenu des puissances importantes qui y transitent et des inévitables pertes associées. Cela impose donc d'adjoindre un système de circulation d'huile et de radiateur pénalisant la masse et les performances de la turbomachine. L'ensemble présente enfin une durée de vie relativement limitée compte tenu du chargement significatif du train d'engrenages aux puissances requises, Afin de réduire le risque associé à l'opérabilité de la soufflante lorsqu'elle est au ralenti, il peut être nécessaire d'ajouter un système de calage variable aux pales de la soufflante, une roue directrice d'entrée à calage variable, ou encore une tuyère à section variable. Cependant, ces technologies entraînent des problèmes de fiabilité et de défaut de robustesse, et une augmentation significative de la masse et de l'encombrement. Une autre solution consiste à utiliser une turbomachine du type « open rotor » comprenant deux hélices contra-rotatives non carénées, c'est-à-dire deux hélices qui s'étendent radialement à l'extérieur de la nacelle de la turbomachine. Cette technologie a l'avantage de limiter les traînées de la nacelle en fonctionnement du fait de son faible diamètre, et d'augmenter nettement le taux de dilution de la turbomachine (pour atteindre des valeurs de 20 à 25, voire supérieures à 30). Cependant, l'absence de carénage autour des hélices pose des problèmes acoustiques (non confinement du bruit, absence de revêtement phonique), des risques supplémentaires en terme de sécurité (non confinement des débris en cas de libération de pièces tournantes externes), et une difficulté accrue quand à l'opérabilité (absence de filtrage des distorsions amont par l'entrée d'air). In addition, in ground (i.e. idle) operation a slow blower is more susceptible to floating than a fast blower, since its fixed point operating line has a higher compression ratio than the operating line in flight. The risk of floating is all the more aggravated when a slow fan blade has a lower setting, and therefore a first mode of bending which contributes more than a fast blower to unsteady loading of the blade of the fan, while with lower mechanical damping (low centrifugal loading and low frequency). This can be counterbalanced by a stiffening of the blade, associated with the use of a stiffer material (such as a carbon fiber composite), or by a thickening of the base or radially inner portion of the blade (which, however, leads to an increase in its mass). There is therefore a limit to the increase in the dilution ratio of a fan-cooled and dual-flow turbomachine, both from the point of view of the fan and the low-pressure module. It is generally accepted that this limit of the dilution ratio is between 12 and 15. Beyond this value of the dilution ratio, it is necessary to add additional devices to the blower to make it functional, and to limit the mass increase of the low-pressure module Solutions have already been proposed for increasing the dilution ratio of a turbomachine. A first solution (of the type described in document EP-A1-1 988 274) consists in connecting the fan of a turbomachine to a turbine which is dedicated to this fan. However, this turbine must rotate at the same speed as the fan, which increases the aerodynamic difficulty for a slow blower. Furthermore, this does not solve the problem of the operability of the low speed blower at float, which can then be compensated for only by an increase in thickness or rigidity of the base of the fan blades, and therefore a increase in mass, while penalizing the performance and acoustics of the blower. Another solution is to connect the blower to a low-pressure shaft by means of a mechanical gearbox, which makes it possible to obtain a slow blower while maintaining a peripheral speed of the rotors of the low-pressure module which is high enough and to limit the number of floors of this module. However, this solution is not entirely satisfactory because it also does not solve the operability of the slow blowing fan, whose blades should therefore also be thickened or stiffened. In addition, the mechanical gearbox is relatively heavy and bulky, and must be cooled, given the large powers that pass through and the inevitable associated losses. This therefore requires adding a circulation system of oil and radiator penalizing the mass and the performance of the turbomachine. Finally, the assembly has a relatively limited lifetime given the significant loading of the gear train to the required power, In order to reduce the risk associated with the operability of the fan when it is idling, it may be necessary to add a variable timing system to the blower blades, a variable-pitch input steer wheel, or a variable-section nozzle. However, these technologies cause problems of reliability and lack of robustness, and a significant increase in weight and bulk. Another solution is to use a turbomachine type "open rotor" comprising two non-keeled contra-rotating propellers, that is to say two propellers which extend radially outside the nacelle of the turbomachine. This technology has the advantage of limiting the strikes of the nacelle in operation due to its small diameter, and significantly increase the rate of dilution of the turbomachine (to reach values of 20 to 25 or even greater than 30). However, the absence of fairing around the propellers poses acoustic problems (non-confinement of the noise, absence of acoustic coating), additional risks in terms of safety (non-confinement of the debris in the event of release of external rotating parts), and a increased difficulty with operability (lack of filtering of upstream distortions by the air intake).

Par ailleurs, cela impose l'emploi de pales à calage variable pour les hélices afin de réguler la poussée et permettre un mode « reverse » à l'atterrissage, et éventuellement d'un réducteur mécanique. Enfin, l'architecture « open rotor » conduit à un cycle moteur particulièrement avantageux dans les phases de vol à basse altitude, de montée et de descente. Ce type de moteur ne présente donc véritablement d'intérêt que pour les courts ou moyens courriers, mais pas pour les vols transcontinentaux. L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, efficace, et économique aux problèmes de la technique antérieure. Furthermore, this requires the use of variable pitch blades for the propellers to regulate the thrust and allow a "reverse" mode on landing, and possibly a mechanical gearbox. Finally, the "open rotor" architecture leads to a particularly advantageous engine cycle in the low-altitude, ascent and descent phases. This type of engine is therefore of real interest only for short or medium haul, but not for transcontinental flights. The object of the invention is in particular to provide a simple, effective and economical solution to the problems of the prior art.

Elle propose à cet effet une turbomachine à double soufflante et à triple flux, comprenant une première soufflante entraînée par une turbine basse-pression et alimentant en flux primaire un compresseur et en flux secondaire une première veine s'étendant autour du compresseur, et une seconde soufflante alimentant en flux tertiaire une seconde veine s'étendant autour de la première veine, caractérisée en ce que la seconde soufflante est solidaire d'une roue de turbine libre en rotation montée en amont du compresseur. L'invention permet une augmentation significative du taux de dilution d'une turbomachine grâce à la seconde soufflante qui est entraînée aérodynamiquement par la première soufflante et qui génère un flux tertiaire. L'entraînement de la seconde soufflante est réalisé sans moyen mécanique du type réducteur mécanique ou arbre de transmission, qui sont pénalisants en termes de masse, de robustesse et de performance. Les première et seconde soufflantes sont co-rotatives, la seconde soufflante tournant à une vitesse plus lente que la première soufflante. Du fait du faible régime de rotation de la seconde soufflante par rapport à la première soufflante, le diamètre externe de la seconde soufflante peut être augmenté pour augmenter le taux de dilution de la turbomachine. La connexion entre les deux soufflantes n'est donc pas mécanique, et la puissance nécessaire à l'entraînement de la seconde soufflante est extraite du flux aérodynamique issu de la première soufflante connectée à la turbine basse-pression située à l'aval de la chambre de combustion de la turbomachine. L'avantage est de pouvoir se passer de tout système mécanique pour opérer la réduction de régime, les pertes et les échauffements induits par le système étant alors évacués par les flux d'air, et partiellement récupérés par la tuyère de la turbomachine. Chaque soufflante fonctionne alors de manière aérodynamiquement optimale, le fort taux de dilution n'imposant plus de vitesse périphérique faible au flux primaire. Un intérêt de l'invention est de permettre une augmentation du taux de dilution du moteur sans réduire la vitesse périphérique des organes tournants du module basse-pression, le dispositif fonctionnant comme un réducteur à air. Les organes basse-pression fonctionnent donc dans de bien meilleures conditions aérodynamiques, ce qui permet de ne pas augmenter le nombre d'étages du module basse-pression (donc l'encombrement et la masse) et d'en améliorer les performances par rapport à un fonctionnement classique. Ce gain de masse et d'encombrement compense au moins partiellement l'augmentation de masse liée à l'ajout de la seconde soufflante. De plus, malgré le fort taux de dilution, la vitesse périphérique de la première soufflante reste classique, ce qui élimine le risque de flottement. La seconde soufflante présente une vitesse périphérique plus faible, puisque le taux de compression qu'elle engendre est moins fort que la première soufflante. La seconde soufflante est de préférence conçue afin de maximiser l'amortissement mécanique. Selon une autre caractéristique de l'invention, la roue de turbine est montée en amont ou en aval de la première soufflante et est entraînée en rotation par l'air entrant dans la première soufflante ou, respectivement, sortant de la première soufflante. Le montage de la première soufflante en amont de la seconde soufflante permet de limiter les risques associés à la distorsion sous vent de travers, le premier filtrage étant réalisé par la veine de passage du flux tertiaire. Le montage de la première soufflante entre la seconde soufflante et le compresseur permet de limiter les nuisances sonores générées par la première soufflante en fonctionnement. To this end, it proposes a double-blower and triple-flow turbomachine, comprising a first blower driven by a low-pressure turbine and supplying a compressor with a primary stream and a first stream extending around the compressor as a secondary stream, and a second stream fan supplying tertiary flow a second vein extending around the first vein, characterized in that the second fan is secured to a free-wheeling turbine wheel mounted upstream of the compressor. The invention makes it possible to significantly increase the dilution ratio of a turbomachine by virtue of the second fan, which is driven aerodynamically by the first fan and which generates a tertiary flux. The drive of the second blower is performed without mechanical means of the mechanical gearbox type or transmission shaft, which are penalizing in terms of mass, robustness and performance. The first and second blowers are co-rotating, the second blower rotating at a slower speed than the first blower. Due to the low speed of rotation of the second fan relative to the first fan, the outer diameter of the second fan can be increased to increase the dilution ratio of the turbomachine. The connection between the two blowers is therefore not mechanical, and the power required to drive the second blower is extracted from the aerodynamic flow from the first blower connected to the low pressure turbine located downstream of the chamber of combustion of the turbomachine. The advantage is to be able to do without any mechanical system to operate the reduction of regime, the losses and the heating induced by the system being then evacuated by the air flows, and partially recovered by the nozzle of the turbomachine. Each blower then operates in an aerodynamically optimal manner, the high dilution rate no longer imposing low peripheral speed on the primary flow. An advantage of the invention is to allow an increase in the engine dilution ratio without reducing the peripheral speed of the rotating members of the low-pressure module, the device operating as an air reducer. The low-pressure members therefore operate in much better aerodynamic conditions, which makes it possible not to increase the number of stages of the low-pressure module (thus the bulk and the mass) and to improve the performances with respect to a classic operation. This gain in mass and space at least partially offsets the increase in mass associated with the addition of the second blower. In addition, despite the high dilution rate, the peripheral speed of the first fan remains conventional, which eliminates the risk of floating. The second blower has a lower peripheral speed, since the compression rate it generates is less strong than the first blower. The second blower is preferably designed to maximize mechanical damping. According to another characteristic of the invention, the turbine wheel is mounted upstream or downstream of the first fan and is rotated by the air entering the first fan or, respectively, out of the first fan. Mounting the first fan upstream of the second fan reduces the risks associated with distortion in crosswind, the first filter being achieved by the flow passage of the tertiary flow. Mounting the first blower between the second blower and the compressor limits the noise generated by the first blower in operation.

De plus, dans les deux montages précités (seconde soufflante en amont ou en aval de la première soufflante), l'entrée du compresseur est davantage protégée que dans une turbomachine à soufflante unique. Ceci permet d'envisager d'alléger les écopes des vannes de décharge (VBV) dont l'une des fonctions est d'évacuer l'eau et la grêle ingérées dans le moteur, en cas d'intempéries par exemple, et susceptibles d'éteindre la chambre de combustion de la turbomachine. La roue de turbine libre en rotation, qui est montée en amont ou en aval de la première soufflante, prélève de la puissance sur l'air qui entre dans ou qui sort de la première soufflante, cette puissance étant directement transmise à la seconde soufflante solidaire de la roue de turbine. La seconde soufflante est ainsi entraînée en rotation par l'intermédiaire de cette roue de turbine. La seconde soufflante peut être portée par la roue de turbine et entourer celle-ci. La seconde soufflante et la roue de turbine peuvent s'étendre sensiblement dans un même plan transversal. Par opposition à une roue de turbine d'une hélice non carénée d'une turbomachine du type « open rotor », la roue de turbine est ici montée en amont de la chambre de combustion de la turbomachine, c'est-à-dire en flux froid. Les deux soufflantes fonctionnent à des vitesses de rotation différentes et indépendantes, la limite étant de respecter la valeur de la variation d'enthalpie sur le carré de la vitesse linéaire moyenne de la roue de turbine. Cette valeur est classiquement deux à quatre fois plus élevée en mode turbine qu'en mode compresseur, ce qui permet par exemple pour une même vitesse périphérique des deux soufflantes d'augmenter le diamètre de la seconde soufflante d'un coefficient 1,5 à 2, et donc la section débitante d'un coefficient deux à quatre, augmentant ainsi considérablement le taux de dilution de la turbomachine. De préférence, la seconde soufflante s'étend radialement seulement dans la seconde veine et la roue de turbine s'étend radialement seulement en amont du compresseur et de la première veine. La seconde soufflante génère donc un flux (tertiaire) qui est distinct des flux (primaire et secondaire) générés par la première soufflante. Dans le cas où le rapport des dimensions entre la première soufflante et le compresseur et la turbine est comparable à ceux de la technique antérieure, cette soufflante ne présente pas de problème de flottement particulier et a une vitesse périphérique à plein régime située dans la gamme habituelle de vitesses. Dans cette hypothèse, la turbine et le compresseur présentent également des vitesses périphériques classiques, ce qui permet de limiter le nombre de leurs étages et ainsi de ne pas augmenter la masse et l'encombrement de ces éléments par rapport à ceux de la technique antérieure. Avantageusement, la seconde soufflante comprend des pales qui sont reliées à des pales de la roue de turbine par des nageoires ou plates-formes transversales ou circonférentielles, ces nageoires ou plates-formes coopérant entre elles à leurs extrémités circonférentielles pour assurer une étanchéité en direction radiale. Ces nageoires ou plates-formes sont de préférence situées dans un prolongement axial vers l'amont d'une paroi sensiblement conique de séparation des flux secondaire et tertiaire. Des moyens d'étanchéité sont avantageusement montés entre les extrémités aval des nageoires ou plates-formes et l'extrémité amont de la paroi de séparation. In addition, in the two aforementioned assemblies (second fan upstream or downstream of the first fan), the compressor inlet is more protected than in a single fan turbine engine. This makes it possible to consider lightening the scoops of the discharge valves (VBV) which one of the functions is to evacuate the water and the hail ingested in the engine, in case of inclement weather for example, and likely to turn off the combustion chamber of the turbomachine. The rotating free turbine wheel, which is mounted upstream or downstream of the first fan, draws power from the air that enters or leaves the first fan, this power being directly transmitted to the second fan of the turbine wheel. The second blower is thus rotated by means of this turbine wheel. The second blower can be carried by the turbine wheel and surround it. The second blower and the turbine wheel may extend substantially in the same transverse plane. As opposed to a turbine wheel of a non-ducted propeller of a "open rotor" type turbine engine, the turbine wheel is here mounted upstream of the combustion chamber of the turbomachine, that is to say in cold flow. The two blowers operate at different and independent rotational speeds, the limit being to respect the value of the enthalpy change over the square of the average linear speed of the turbine wheel. This value is typically two to four times higher in turbine mode than in compressor mode, which allows for example for the same peripheral speed of the two blowers to increase the diameter of the second blower with a coefficient of 1.5 to 2 , and therefore the flow section of a coefficient two to four, thus considerably increasing the dilution ratio of the turbomachine. Preferably, the second blower extends radially only in the second vein and the turbine wheel extends radially only upstream of the compressor and the first vein. The second blower therefore generates a flow (tertiary) which is distinct from the flows (primary and secondary) generated by the first blower. In the case where the ratio of the dimensions between the first blower and the compressor and the turbine is comparable to those of the prior art, this blower does not present any particular flotation problem and has a peripheral speed at full speed in the usual range. speeds. In this case, the turbine and the compressor also have conventional peripheral speeds, which allows to limit the number of their floors and thus not to increase the mass and bulk of these elements compared to those of the prior art. Advantageously, the second blower comprises blades which are connected to blades of the turbine wheel by fins or transverse or circumferential platforms, these fins or platforms cooperating with each other at their circumferential ends to ensure a seal in the radial direction. . These fins or platforms are preferably located in an axial extension upstream of a substantially conical wall of secondary and tertiary flow separation. Sealing means are advantageously mounted between the downstream ends of the fins or platforms and the upstream end of the partition wall.

Les nageoires ou plates-formes assurent une étanchéité aérodynamique entre les flux passant respectivement entre les pales de la seconde soufflante et entre les pales de la roue de turbine. Ces nageoires ou plates-formes limitent les déplacements des pales en mode vibratoire en imposant une condition aux limites particulière au raccordement avec les pales voisines, ce qui favorise la limitation du risque au flottement (réduction des déplacements et dissipation mécanique par friction et/ou chargement structural des pales). Le risque au flottement inhérent à une soufflante lente est donc ici limité par le fait que la roue de turbine est surmontée d'une (seconde) soufflante, et est séparée de cette soufflante par des nageoires. Le cône d'entrée de la turbomachine a son extrémité de plus grand diamètre située en aval. Lorsque la première soufflante est située en amont de la seconde soufflante, le cône d'entrée et une paroi tronconique de la base de la première soufflante s'étendent tous les deux d'amont en aval vers l'extérieur, ce qui optimise le profil de veine à l'entrée de la turbomachine. Par ailleurs, l'extrémité aval de la paroi tronconique de la base de la première soufflante a un diamètre externe (similaire à celui de l'extrémité amont de la paroi tronconique de la base de la seconde soufflante) qui peut être supérieur à celui du carter interne du compresseur, et s'étend donc en amont et en regard d'une partie circonférentielle radialement interne de la veine du compresseur, qui est donc « cachée » par cette extrémité aval, ce qui permet de réduire davantage le risque d'ingestion de corps étrangers en vol. The fins or platforms provide aerodynamic sealing between the flows respectively passing between the blades of the second fan and between the blades of the turbine wheel. These fins or platforms limit the movement of the blades in vibratory mode by imposing a boundary condition particular to the connection with the neighboring blades, which favors the limitation of the risk to the float (reduction of displacements and mechanical dissipation by friction and / or loading structural blades). The risk of floating inherent in a slow fan is here limited by the fact that the turbine wheel is surmounted by a (second) fan, and is separated from this fan by fins. The inlet cone of the turbomachine has its end of larger diameter located downstream. When the first fan is located upstream of the second fan, the inlet cone and a frustoconical wall of the base of the first fan both extend from upstream to downstream, which optimizes the profile. of vein at the entrance of the turbomachine. Furthermore, the downstream end of the frustoconical wall of the base of the first blower has an outer diameter (similar to that of the upstream end of the frustoconical wall of the base of the second blower) which may be greater than that of the compressor internal casing, and therefore extends upstream and facing a radially inner circumferential portion of the compressor stream, which is "hidden" by the downstream end, which further reduces the risk of ingestion foreign bodies in flight.

Les première et seconde soufflantes sont entourées par un carénage et sont du type caréné, par opposition à une turbomachine du type « open rotor », ce qui limite notamment les problèmes acoustiques. Une rangée annulaire de bras redresseurs sensiblement radiaux entoure la première soufflante lorsqu'elle est montée en amont de la seconde soufflante. Ces bras redresseurs sont reliés à leurs extrémités radialement internes à une paroi cylindrique amont qui est située sensiblement dans un prolongement axial vers l'amont des nageoires ou plates-formes précitées et/ou de la paroi précitée de séparation des flux secondaire et tertiaire. Ces bras redresseurs mettent le flux tertiaire en pré-rotation et supportent la paroi amont en la reliant au carénage. Ils permettent en outre de limiter les émissions acoustiques de la seconde soufflante vers l'amont. Des moyens d'étanchéité sont avantageusement montés entre les extrémités amont des nageoires ou plates-formes et l'extrémité aval de la paroi amont. The first and second fans are surrounded by a fairing and are of the ducted type, as opposed to an open rotor type of turbine engine, which limits in particular the acoustic problems. An annular row of substantially radial straightening arms surrounds the first fan when it is mounted upstream of the second fan. These straightening arms are connected at their radially inner ends to an upstream cylindrical wall which is located substantially in an axial extension upstream of the aforementioned fins or platforms and / or the aforementioned secondary and tertiary flow separation wall. These straightening arms put the tertiary flow in pre-rotation and support the upstream wall by connecting it to the fairing. They also make it possible to limit the acoustic emissions of the second blower upstream. Sealing means are advantageously mounted between the upstream ends of the fins or platforms and the downstream end of the upstream wall.

La turbomachine peut comprendre également des bras de carter qui s'étendent sensiblement radialement dans les flux secondaire et tertiaire et traversent une partie d'extrémité aval de la paroi de séparation de ces flux, qui se mélangent en aval des bras. Lorsque la seconde soufflante est montée en amont de la première soufflante, ces bras de carter peuvent former des redresseurs à la fois du flux secondaire et du flux tertiaire. Cet agencement permet donc d'intégrer les redresseurs du flux tertiaire aux bras de carter s'étendant à travers ce flux. Le taux de compression de l'ensemble des deux soufflantes peut être réduit par rapport au taux de compression d'une soufflante unique, afin de respecter la conservation de la poussée (aux pertes de la roue de turbine près). Le taux de compression à l'issue du passage du flux au travers de la roue de turbine et de la première soufflante est de préférence égal à celui de la seconde soufflante, pour pouvoir mêler les flux secondaire et tertiaire à une même pression statique, une même vitesse axiale et une même giration des flux, et limiter ainsi les pertes de rendement et les émissions acoustiques associées au mélange des flux. Lorsque la turbomachine comprend deux modules de compresseur et de turbine, respectivement basse-pression et haute-pression, dont les rotors sont reliés par des arbres, respectivement « basse-pression » et « haute-pression », la seconde soufflante peut être montée libre en rotation sur une partie d'extrémité amont de l'arbre « basse-pression ». The turbomachine may also comprise casing arms which extend substantially radially in the secondary and tertiary flows and pass through a downstream end portion of the partition wall of these flows, which are mixed downstream of the arms. When the second blower is mounted upstream of the first blower, these crank arms can form rectifiers of both the secondary flow and the tertiary flow. This arrangement therefore makes it possible to integrate the rectifiers of the tertiary flow with the casing arms extending through this flow. The compression ratio of all the two blowers can be reduced compared to the compression ratio of a single blower, in order to respect the preservation of the thrust (at the losses of the turbine wheel near). The compression ratio at the end of the passage of the flow through the turbine wheel and the first fan is preferably equal to that of the second fan, to be able to mix the secondary and tertiary streams at the same static pressure, a same axial speed and a same gyration of the flows, and thus limit the yield losses and the acoustic emissions associated with the mixture of flows. When the turbomachine comprises two compressor and turbine modules, respectively low-pressure and high-pressure, whose rotors are connected by shafts, respectively "low-pressure" and "high-pressure", the second fan can be mounted freely in rotation on an upstream end portion of the "low pressure" shaft.

L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la description qui suit faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés, dans lesquels : - la figure 1 est une demi-vue schématique partielle en coupe axiale d'une turbomachine selon l'invention ; et - la figure 2 est une demi-vue schématique partielle en coupe axiale d'une variante de réalisation de la turbomachine selon l'invention. On se réfère d'abord à la figure 1 qui représente une partie amont d'une turbomachine 10 selon l'invention à double soufflante 12, 14 et triple flux 16, 18, 20, ayant un fort taux de dilution. La turbomachine 10 comprend d'amont en aval deux soufflantes 12, 14, un compresseur 22, une chambre de combustion (non représentée) et une turbine (non représentée). Plus précisément, la turbomachine 10 comprend un module basse-pression comprenant un compresseur basse-pression 22 et une turbine basse-pression dont les rotors sont solidaires d'un arbre basse-pression 24, et un module haute-pression comprenant un compresseur haute-pression et une turbine haute-pression dont les rotors sont solidaires d'un arbre haute-pression. The invention will be better understood and other details, characteristics and advantages thereof will appear more clearly on reading the following description given by way of non-limiting example and with reference to the accompanying drawings, in which: FIG. 1 is a partial schematic half-view in axial section of a turbomachine according to the invention; and FIG. 2 is a partial schematic half-view in axial section of an alternative embodiment of the turbomachine according to the invention. Referring firstly to Figure 1 which shows an upstream portion of a turbomachine 10 according to the invention with double fan 12, 14 and triple flow 16, 18, 20, having a high dilution ratio. The turbomachine 10 comprises from upstream to downstream two blowers 12, 14, a compressor 22, a combustion chamber (not shown) and a turbine (not shown). More specifically, the turbomachine 10 comprises a low-pressure module comprising a low-pressure compressor 22 and a low-pressure turbine whose rotors are integral with a low-pressure shaft 24, and a high-pressure module comprising a high-pressure compressor. pressure and a high-pressure turbine whose rotors are integral with a high-pressure shaft.

Le compresseur 22 comprend plusieurs étages de compression et définit une veine de passage d'un flux primaire 16, qui est destiné à être comprimé, mélangé à du carburant puis brûlé dans la chambre de combustion, puis détendu dans la turbine et éjecté par la tuyère de la turbomachine. The compressor 22 comprises a plurality of compression stages and defines a flow passage of a primary stream 16, which is intended to be compressed, mixed with fuel and then burned in the combustion chamber, then expanded in the turbine and ejected by the nozzle of the turbomachine.

La veine du compresseur est délimitée par des carters interne 26 et externe 27 sensiblement cylindriques s'étendant l'un autour de l'autre. Selon l'invention, la première soufflante 12 est entraînée en rotation par l'arbre basse-pression 24 et la seconde soufflante 14 est libre en rotation par rapport à cet arbre. The compressor stream is delimited by substantially cylindrical inner casings 26 and outer casing 27 extending around each other. According to the invention, the first fan 12 is rotated by the low-pressure shaft 24 and the second fan 14 is free to rotate relative to this shaft.

Dans le mode de réalisation de la figure 1, la première soufflante 12 est montée en amont de la seconde soufflante 14 et est reliée à l'extrémité amont de l'arbre basse-pression 24. La première soufflante 12 comprend une rangée annulaire de pales sensiblement radiales qui s'étendent vers l'extérieur depuis une paroi tronconique 28 s'évasant vers l'aval et montée directement en aval du cône d'entrée 30 de la turbomachine. Les pentes du cône d'entrée 30 et de la paroi tronconique 28 peuvent être identiques ou différentes. La première soufflante 12 est entourée par une paroi amont 32 sensiblement cylindrique qui est portée par des bras redresseurs 34 radiaux. Ces bras 34 sont fixés à leurs extrémités radialement internes à la paroi 32 et à leurs extrémités radialement externes à un carénage 36 de soufflante, qui s'étend axialement vers l'aval autour du moteur de la turbomachine. In the embodiment of FIG. 1, the first fan 12 is mounted upstream of the second fan 14 and is connected to the upstream end of the low-pressure shaft 24. The first fan 12 comprises an annular array of blades substantially radial which extend outwardly from a frustoconical wall 28 flaring downstream and mounted directly downstream of the inlet cone 30 of the turbomachine. The slopes of the inlet cone 30 and the frustoconical wall 28 may be identical or different. The first fan 12 is surrounded by a substantially cylindrical upstream wall 32 which is carried by radial rectifying arms 34. These arms 34 are fixed at their radially inner ends to the wall 32 and at their radially external ends to a fairing 36 of a fan, which extends axially downstream around the motor of the turbomachine.

Cette première soufflante 12 génère le flux primaire 16 d'alimentation du compresseur 22 ainsi qu'un flux secondaire 18 d'alimentation d'une veine 40 délimitée par le carter externe 27 du compresseur et une paroi 42 sensiblement conique s'étendant autour de ce carter. This first fan 12 generates the primary flow 16 for supplying the compressor 22 and a secondary flow 18 for supplying a vein 40 delimited by the outer casing 27 of the compressor and a substantially conical wall 42 extending around it. casing.

Les parois 32 et 42 limitent avec le carénage 36 une veine 44 de circulation d'un flux tertiaire 20 généré par la seconde soufflante 14. La paroi 42 sépare les flux secondaire 16 et tertiaire 18 sur une distance déterminée. La seconde soufflante 14 est interposée entre la première soufflante 12 et le compresseur 22 et s'étend radialement uniquement dans la veine de passage du flux tertiaire 20. Elle est portée par une roue de turbine 46 qu'elle entoure et qui est montée libre en rotation par des moyens 48 appropriés autour de l'arbre basse-pression 24. La seconde soufflante 14 comprend une rangée annulaire de pales sensiblement radiales et la roue de turbine 46 comprend également une rangée annulaire de pales sensiblement radiales. The walls 32 and 42 limit with the fairing 36 a stream 44 for circulating a tertiary flow 20 generated by the second fan 14. The wall 42 separates the secondary stream 16 and tertiary 18 over a predetermined distance. The second blower 14 is interposed between the first blower 12 and the compressor 22 and extends radially only in the flow passage of the tertiary flow 20. It is carried by a turbine wheel 46 which it surrounds and which is freely mounted in rotation by appropriate means 48 around the low-pressure shaft 24. The second fan 14 comprises an annular row of substantially radial blades and the turbine wheel 46 also comprises an annular row of substantially radial blades.

Les pales de la roue de turbine 46 sont reliées à leurs extrémités radialement internes à une paroi tronconique 50 dont l'extrémité amont de plus grand diamètre a un diamètre externe sensiblement égal à celui de l'extrémité aval de la paroi tronconique 28 de la première soufflante 12, et dont l'extrémité aval de plus petit diamètre a un diamètre externe sensiblement égal à celui de l'extrémité amont du carter interne 26 du compresseur 22. Les extrémités radialement externes des pales de la roue de turbine 46 sont reliées aux extrémités radialement internes des pales de la seconde soufflante 14 par des nageoires 52 ou parois transversales ou circonférentielles, qui assurent une étanchéité en direction radiale entre les pales et limitent les risques de flottement en fonctionnement. Les nageoires 52 ou parois transversales ou circonférentielles s'étendent axialement entre la paroi amont 32 et la paroi de séparation 42 des flux 16, 18, et des moyens d'étanchéité 54 sont montés entre l'extrémité aval de la paroi amont 32 et les extrémités amont des nageoires 52 et entre les extrémités aval des nageoires 52 et l'extrémité amont de la paroi de séparation 42. Des bras radiaux 56 s'étendent en aval du compresseur basse- pression 22 dans les veines de passage des flux primaire 16, secondaire 18 et tertiaire 20, depuis le carter interne 26 jusqu'au carénage 36. Ces bras 56 forment des redresseurs du flux secondaire 18. Ces bras 56 traversent une partie d'extrémité aval de la paroi de séparation 42, de sorte que les flux secondaire 18 et tertiaire 20 se mélangent en aval des bras. The blades of the turbine wheel 46 are connected at their radially inner ends to a frustoconical wall 50 whose upstream end of larger diameter has an outer diameter substantially equal to that of the downstream end of the frustoconical wall 28 of the first blower 12, and whose smaller diameter downstream end has an outer diameter substantially equal to that of the upstream end of the inner casing 26 of the compressor 22. The radially outer ends of the blades of the turbine wheel 46 are connected to the ends radially internal blades of the second blower 14 by fins 52 or transverse or circumferential walls, which provide a seal in the radial direction between the blades and limit the risk of floating in operation. The fins 52 or transverse or circumferential walls extend axially between the upstream wall 32 and the partition wall 42 of the flows 16, 18, and sealing means 54 are mounted between the downstream end of the upstream wall 32 and the upstream ends of the fins 52 and between the downstream ends of the fins 52 and the upstream end of the partition wall 42. Radial arms 56 extend downstream of the low-pressure compressor 22 in the passageways of the primary flows 16, secondary 18 and tertiary 20, from the inner housing 26 to fairing 36. These arms 56 form rectifiers of the secondary flow 18. These arms 56 pass through a downstream end portion of the partition wall 42, so that the flows secondary 18 and tertiary 20 are mixed downstream arms.

Dans la configuration représentée en figure 1, la seconde soufflante 14 est solidaire de la roue de turbine 46 qui est entraînée en rotation par le flux d'air sortant de la première soufflante 12, qui est elle-même entraînée en rotation par l'arbre basse-pression 24. Ce flux d'air se sépare en aval de la seconde soufflante 14 en un flux primaire 16 qui alimente le compresseur 22 et un flux secondaire 18 qui passe dans la veine 40. Le flux tertiaire 20 est mis en pré-rotation par les bras redresseurs 3, est comprimé par la seconde soufflante 14, puis s'écoule dans la veine 44 et se mélange ensuite au flux secondaire en aval de la paroi de séparation 42. Les nageoires 52 ou parois circonférentielles ou transversales et les moyens d'étanchéité 54 précités empêchent le passage d'air en direction radiale au niveau des soufflantes 12, 14. La variante de réalisation de la figure 2 diffère de la configuration de la figure 1 en ce que la première soufflante 12 est montée en aval de la seconde soufflante 14 et est donc interposée entre la seconde soufflante 14 et le compresseur 22. In the configuration shown in FIG. 1, the second blower 14 is integral with the turbine wheel 46 which is rotated by the air flow leaving the first blower 12, which itself is rotated by the shaft This flow of air separates downstream of the second blower 14 in a primary flow 16 which feeds the compressor 22 and a secondary flow 18 which passes into the vein 40. The tertiary flow 20 is placed under control. rotation by the straightening arms 3, is compressed by the second fan 14, then flows into the vein 44 and then mixes with the secondary flow downstream of the partition wall 42. The fins 52 or circumferential or transverse walls and the means said sealing member 54 prevents the passage of air radially at the blowers 12, 14. The variant embodiment of FIG. 2 differs from the configuration of FIG. 1 in that the first blower 12 is mounted e downstream of the second blower 14 and is thus interposed between the second fan 14 and the compressor 22.

Les première et seconde soufflantes 12, 14 et la roue de turbine 46 sont similaires à celles décrites en référence à la figure 2. La paroi tronconique 50 de la roue de turbine 46 est reliée à son extrémité amont de plus grand diamètre à l'extrémité aval de plus grand diamètre du cône d'entrée 30. The first and second blowers 12, 14 and the turbine wheel 46 are similar to those described with reference to FIG. 2. The frustoconical wall 50 of the turbine wheel 46 is connected to its larger diameter upstream end at the end. downstream of larger diameter of the inlet cone 30.

La paroi tronconique 28 de la première soufflante 12 a une extrémité amont de plus petit diamètre qui a un diamètre externe sensiblement égal à celui de l'extrémité aval de la paroi tronconique 50 de la roue de turbine 46, et une extrémité aval de plus grand diamètre qui a un diamètre externe sensiblement égal à celui de l'extrémité amont du carter interne 26 du compresseur 22. Les pales de la première soufflante 12 sont entourées par une partie d'extrémité amont de la paroi de séparation 42 des flux secondaire 18 et tertiaire 20. Des moyens d'étanchéité 54 sont montés entre les extrémités aval des nageoires 52 et l'extrémité amont de la paroi de séparation 42. Dans cette configuration, les bras radiaux 56 assurent la fonction de redresseur des flux secondaire 18 et tertiaire 20. La seconde soufflante 14 est solidaire de la roue de turbine 46 qui est entraînée en rotation par le flux d'air entrant dans la première soufflante 12, cette seconde soufflante générant un flux tertiaire 20 destiné à se mélanger au flux secondaire 18 en aval des bras redresseurs 56. The frustoconical wall 28 of the first fan 12 has an upstream end of smaller diameter which has an outer diameter substantially equal to that of the downstream end of the frustoconical wall 50 of the turbine wheel 46, and a downstream end of larger a diameter which has an outer diameter substantially equal to that of the upstream end of the inner casing 26 of the compressor 22. The blades of the first fan 12 are surrounded by an upstream end portion of the partition wall 42 of the secondary flow 18 and Tertiary 20. Sealing means 54 are mounted between the downstream ends of the fins 52 and the upstream end of the partition wall 42. In this configuration, the radial arms 56 provide the function of the secondary and tertiary flow rectifier 18 20 The second blower 14 is integral with the turbine wheel 46 which is rotated by the flow of air entering the first blower 12, this second blower e generating a tertiary flow 20 for mixing with the secondary flow 18 downstream of the straightening arms 56.

L'exemple numérique suivant illustre l'invention. Un paramètre caractérisant un compresseur ou une turbine de turbomachine est la variation d'enthalpie massique divisée par le carré de la vitesse moyenne de translation de l'aubage considéré : « Oh/U2 ». The following numerical example illustrates the invention. A parameter characterizing a turbomachine compressor or turbine is the change in mass enthalpy divided by the square of the average translation speed of the considered blade: "Oh / U2".

Compte tenu des valeurs classiques de ce paramètre Oh/U2 pour une soufflante et une turbine basse-pression, on peut considérer un ratio k1 valant approximativement 2 à 4 entre la valeur des paramètres Oh/U2 de la roue de turbine et de la première soufflante. Cet écart s'explique par le fait que le gradient de pression axiale est positif dans un compresseur car la pression augmente lorsqu'on avance dans le compresseur, et au contraire négatif dans une turbine (écoulement « soufflé »), ce qui favorise la stabilité aérodynamique, et permet un chargement beaucoup plus élevé dans une turbine. On considère par ailleurs un ratio de Oh/U2 valant k2 entre la seconde soufflante et la première soufflante. k2 est proche de 1. La roue de turbine prélève une proportion k3 d'enthalpie sur l'écoulement issu de la première soufflante. L'enthalpie OH1 fournie à l'écoulement par la première soufflante est égale au débit massique D1 que multiplie l'enthalpie massique Oh1. Given the conventional values of this parameter Oh / U2 for a blower and a low-pressure turbine, we can consider a ratio k1 of approximately 2 to 4 between the value of the parameters Oh / U2 of the turbine wheel and the first fan . This difference is explained by the fact that the axial pressure gradient is positive in a compressor because the pressure increases when moving in the compressor, and instead negative in a turbine (flow "blown"), which promotes stability aerodynamic, and allows much higher loading in a turbine. A ratio of Oh / U2 is considered to be k2 between the second fan and the first fan. k2 is close to 1. The turbine wheel draws a proportion k3 of enthalpy on the flow coming from the first fan. The enthalpy OH1 supplied to the flow by the first fan is equal to the mass flow D1 that multiplies the mass enthalpy Oh1.

La variation d'enthalpie à la traversée de la seconde soufflante vaut AH2, et est égale au débit massique D2 que multiplie l'enthalpie massique Oh2. A l'équilibre, le rendement de la roue de turbine vaut 11T,, et la puissance fournie à la seconde soufflante vaut par définition keOH1*11Tu. Le rayon de tête de la première soufflante est r1, et le rapport de moyeu de cette soufflante est xnu121. Le rayon de pied de cette soufflante est donc rl*xnu121. Le rayon moyen R1 de cette soufflante est r1*(1+xnu121)/2- Cette soufflante tourne à la pulsation coi, donc avec une vitesse moyenne U1 = R1*w1. Le rayon de tête de la seconde soufflante est r2, et le rapport de 30 moyeu de cette soufflante est xnu122. Le rayon de pied de cette soufflante est donc r2*xnu122. r1. Le rayon moyen R2 de cette soufflante est r2*(1 +xnu122)/2 (r1+ r2)/2. Cette soufflante tourne à la pulsation co2, donc avec une vitesse moyenne U2 = R2*CO2. Le rayon de tête de la roue de turbine est r1, le rapport de moyeu est pris égal a xno121, et le rayon de pied de la roue de turbine est donc également r1*xnu12. Le rayon moyen de la roue de turbine est aussi R1 r1*(1+xno121)/2. La roue de turbine, solidaire de la seconde soufflante, tourne à la pulsation co2, donc avec une vitesse moyenne UT = R1*co2. On considère un ratio de débit seconde soufflante / première soufflante = BPR2 (BPR = By-Pass Ratio), que l'on prendra par la suite proportionnel aux surfaces des entrées d'air correspondantes. On appelle D1 le débit de la première soufflante, Do le débit du flux primaire, D'1 le débit du flux secondaire, et D2 le débit de la seconde soufflante. On a : Do + D'1 = D1. Le taux de dilution flux primaire/secondaire BPR1 vaut : D'1/Do. Le taux de dilution BPR2 vaut D2/D1. Le taux de dilution global BPR vaut [D2 + D'1]/Do = D2/D1*D1/Do + BPR1 = BPR2*[1 + BPR1] + BPR1 = BPR1 + BPR2 + BPR1 *BPR2. D'où BPR2 = [BPR - BPR1 ]/[1 + BPR1] Par ailleurs, à l'équilibre roue de turbine - seconde soufflante, l'enthalpie utile prélevée par la roue de turbine sur la première soufflante vaut : k3*OH1*11Tu, et est égale à la puissance consommée par la seconde soufflante, soit AH2. D'où : k3* D1*Oh1*11Tu = D2*Oh2, soit Oh2/Oh1 = k3*11Tu*D1/D2 = k3*rlTu*BPR2. The change in enthalpy at the crossing of the second blower is equal to AH2, and is equal to the mass flow D2 multiplied by the mass enthalpy Oh2. At equilibrium, the efficiency of the turbine wheel is 11 T ,, and the power supplied to the second blower is by definition keOH1 * 11Tu. The leading radius of the first blower is r1, and the hub ratio of this blower is xnu121. The foot radius of this blower is therefore rl * xnu121. The average radius R1 of this blower is r1 * (1 + xnu121) / 2- This fan rotates at the pulsation ii, therefore with a mean speed U1 = R1 * w1. The leading radius of the second blower is r2, and the hub ratio of this blower is xnu122. The foot radius of this blower is r2 * xnu122. r1. The average radius R2 of this blower is r2 * (1 + xnu122) / 2 (r1 + r2) / 2. This fan rotates at the pulse co2, so with an average speed U2 = R2 * CO2. The head radius of the turbine wheel is r1, the hub ratio is set equal to xno121, and the foot radius of the turbine wheel is therefore also r1 * xnu12. The average radius of the turbine wheel is also R1 r1 * (1 + xno121) / 2. The turbine wheel, secured to the second fan, rotates at the pulse co2, so with a mean speed UT = R1 * co2. We consider a ratio of flow rate second blower / first blower = BPR2 (BPR = By-Pass Ratio), which will be taken subsequently proportional to the surfaces of the corresponding air inlets. D1 is called the flow rate of the first fan, Do the flow rate of the primary flow, D'1 the flow of the secondary flow, and D2 the flow rate of the second fan. We have: Do + D'1 = D1. The primary / secondary flow rate of dilution BPR1 is: D'1 / Do. The dilution rate BPR2 is D2 / D1. The overall BPR dilution ratio is [D2 + D'1] / C = D2 / D1 * D1 / Do + BPR1 = BPR2 * [1 + BPR1] + BPR1 = BPR1 + BPR2 + BPR1 * BPR2. From where BPR2 = [BPR - BPR1] / [1 + BPR1] Moreover, with the equilibrium wheel of turbine - second blower, the useful enthalpy taken by the wheel of turbine on the first blower is worth: k3 * OH1 * 11Tu, and is equal to the power consumed by the second blower, that is AH2. Hence: k3 * D1 * Oh1 * 11Tu = D2 * Oh2, that is Oh2 / Oh1 = k3 * 11Tu * D1 / D2 = k3 * rlTu * BPR2.

On impose que les variations d'enthalpie massique au passage de la seconde soufflante d'une part, et de l'ensemble première soufflante - roue de turbine d'autre part soient égales, afin de pouvoir mélanger les flux sans écart de pression totale (ce qui se traduirait par un écart de pression statique et/ou de vitesse et giration, donc des pertes de mélange et des émissions sonores importantes). D'où Oh2/Oh1/(1 - k3) = 1, et : BPR2 = (1 - k3)/k3/11Tu, soit k3 = 1 /[1 + BPR2*11Tu] Si l'on considère que les soufflantes ont un même rapport débit/section, le rapport des débits (BPR2), est égal au rapport des surfaces, soit r22*(1 - Xnu1222) /[r12*(1 - Xnu1212)]- D'où r2/r1 = -q[BPR2 *(1 - Xnu1212)/(1 - Xnu1222)] = r2/r1 = -q[BPR2 *(1 - xnu1212)/(1 - (r1/r2)2)] si le rayon de pied de la seconde soufflante est pris égal au rayon de tête de la première soufflante, soit : r2/r1 = ~[1 + BPR2 *(1 - Xnu1212)]- Par définition, pour les première et seconde soufflantes, on a : [Oh2/U22]/[Oh1/U12] = k2 = Oh2/Oh1*[U12/ U22] = Oh2/Oh1*[R12/ R22]*[coi/co2]2 = Oh2/Oh1*[ r12*(1+xnu121)2/ r22/(1+Xnu122)2]*[Ct11/CO2]2. D'où : r2/r1 = (1+Xnu121) /(1+Xnu122) *[CO1/Ct2] /V[k2]. Soit avec Xnu122*r2 = r1 : r2/r1 = (1+Xnu121)*[CO11CO2] k[k2] - 1. Comme par ailleurs : r2/r1 = _ ~[1 + BPR2 *(1 - xnu1212)], on obtient : [coi/co2] _ -\l[k2] *{1 + ~[1 + BPR2 *(1 - Xnu1212)]} /(1+Xnu121)- On exploite le coefficient k1, égal au ratio de Oh/U2 entre la roue de turbine et la première soufflante, et le coefficient k3 relatif à la proportion d'enthalpie prélevée par la roue de turbine sur l'écoulement issue de la première soufflante : k3*Oh1 = variation d'enthalpie massique)I de la roue de turbine, k3*Oh1/UT2 = k1*Oh1/U12, soit UT/U1 = V[k3/k1] = R1*co2/R1*Ct11 = co2/Ct11, et donc : k1 = k3*(co1/co2)2 On vérifie par ailleurs que la roue de turbine proposée respecte le critère de Oh/T d'une turbine basse-pression. Ce critère vaut classiquement 80 à 120 sur un moteur civil. Pour cela, on exprime : [Oh/T]turbine = [Oh/U2]turbine *[UturbindU1]2 *U12/T _ [Oh/Ulturbine *[w2/Ct11]2 *U12/T. A titre d'exemple, on considère une première soufflante présentant un BPR1 de 7, et on vise un BPR global de 20, ce qui donne : BPR2 = [BPR - BPR1 ]/[1 + BPR1] = 1,6 On considère un rendement turbine de 0,96, d'où une extraction de puissance du flux primaire k3 = 1 /[1 + BPR2*11Tu] = 390/0 de la puissance de la première soufflante (proportion de puissance extraite du flux). Pour un rapport de moyeu de la première soufflante xnu121 = 0,28 (valeur habituelle), le rapport de diamètre de la première soufflante sur la seconde soufflante vaut : r2/r1 = ~[1 + BPR2 *(1 - xnu1212)] = 1,59. Pour des paramètres Oh/U2 égaux pour les première et seconde soufflantes, soit k2 = 1, le rapport des vitesses de rotation de la première soufflante et de la seconde soufflante vaut : [coi/co2] _ -q[k2] *{1 + ~[1 + BPR2 10(1 - xnu1212)]} 1(1+xnu121) = 2- Si l'on suppose que la vitesse périphérique de la première soufflante vaut 420m/s, alors celle de la seconde soufflante vaut : 4201,59/2 = 330m/s. Le rapport de diamètre de la première soufflante sur une soufflante 15 classique en BPR 10 vaut (au prorata des surfaces, donc des racines carrées des débits) : -q[(1 + 10)1(1 + BPR1)] = 1,18. Pour un diamètre de soufflante en architecture classique BPR = 10 de 75 pouces, la première soufflante de l'architecture double soufflante présente donc un diamètre de 75/1,18 = 64 pouces, et la seconde soufflante présente un diamètre de 20 641,59 = 101 pouces, pour un taux de dilution BPR = 20. On obtient alors un coefficient k1 = k3*(co1/co2)2 = 1,6, sachant que cette valeur se situe classiquement entre 2 et 4. Le paramètre est donc plus faible que dans la technique antérieure, ce qui signifie que la roue de turbine sera plus facile à concevoir.It is required that the mass enthalpy variations at the passage of the second blower on the one hand, and the first blower-turbine wheel assembly on the other hand are equal, in order to be able to mix the flows without a difference in total pressure ( this would result in a difference in static pressure and / or speed and gyration, thus loss of mixture and significant noise emissions). From where Oh2 / Oh1 / (1 - k3) = 1, and: BPR2 = (1 - k3) / k3 / 11Tu, ie k3 = 1 / [1 + BPR2 * 11Tu] If we consider that the blowers have the same flow / section ratio, the ratio of flow rates (BPR2), is equal to the ratio of the surfaces, ie r22 * (1 - Xnu1222) / [r12 * (1 - Xnu1212)] - Hence r2 / r1 = -q [BPR2 * (1 - Xnu1212) / (1 - Xnu1222)] = r2 / r1 = -q [BPR2 * (1 - xnu1212) / (1 - (r1 / r2) 2)] if the foot radius of the second blower is taken equal to the leading radius of the first blower, ie: r2 / r1 = ~ [1 + BPR2 * (1 - Xnu1212)] - By definition, for the first and second blowers, we have: [Oh2 / U22] / [Oh1 / U12] = k2 = Oh2 / Oh1 * [U12 / U22] = Oh2 / Oh1 * [R12 / R22] * [co1 / co2] 2 = Oh2 / Oh1 * [r12 * (1 + xnu121) 2 / r22 / (1 + Xnu122) 2] * [CT11 / CO2] 2. Hence: r2 / r1 = (1 + Xnu121) / (1 + Xnu122) * [CO1 / Ct2] / V [k2]. Let with Xnu122 * r2 = r1: r2 / r1 = (1 + Xnu121) * [CO11CO2] k [k2] - 1. As elsewhere: r2 / r1 = _ ~ [1 + BPR2 * (1 - xnu1212)], we get: [coi / co2] _ - \ l [k2] * {1 + ~ [1 + BPR2 * (1 - Xnu1212)]} / (1 + Xnu121) - We exploit the coefficient k1, equal to the ratio of Oh / U2 between the turbine wheel and the first fan, and the coefficient k3 relative to the enthalpy proportion taken by the turbine wheel on the flow from the first fan: k3 * Oh1 = mass enthalpy variation) I of the turbine wheel, k3 * Oh1 / UT2 = k1 * Oh1 / U12, ie UT / U1 = V [k3 / k1] = R1 * co2 / R1 * Ct11 = co2 / Ct11, and thus: k1 = k3 * ( co1 / co2) 2 It is further verified that the proposed turbine wheel meets the Oh / T criterion of a low pressure turbine. This criterion is classically 80 to 120 on a civilian engine. For that, one expresses: [Oh / T] turbine = [Oh / U2] turbine * [UturbindU1] 2 * U12 / T _ [Oh / Ulturbine * [w2 / Ct11] 2 * U12 / T. By way of example, consider a first blower having a BPR1 of 7, and aim at a global BPR of 20, which gives: BPR2 = [BPR-BPR1] / [1 + BPR1] = 1.6 We consider a turbine efficiency of 0.96, hence a power extraction of the primary flow k3 = 1 / [1 + BPR2 * 11Tu] = 390/0 of the power of the first fan (proportion of power extracted from the flow). For a hub ratio of the first fan xnu121 = 0.28 (usual value), the diameter ratio of the first fan to the second fan is: r2 / r1 = ~ [1 + BPR2 * (1 - xnu1212)] = 1.59. For equal Oh / U2 parameters for the first and second blowers, ie k2 = 1, the ratio of the rotational speeds of the first blower and the second blower is: [coi / co2] _ -q [k2] * {1 + ~ [1 + BPR2 10 (1 - xnu1212)]} 1 (1 + xnu121) = 2- Assuming that the peripheral speed of the first blower is 420m / s, then that of the second blower is: 4201 , 59/2 = 330m / s. The diameter ratio of the first blower on a conventional blower BPR 10 is (pro rata of the surfaces, therefore of the square roots of the flows): -q [(1 + 10) 1 (1 + BPR1)] = 1.18 . For a blower diameter in conventional architecture BPR = 10 of 75 inches, the first blower of the dual blower architecture therefore has a diameter of 75 / 1.18 = 64 inches, and the second blower has a diameter of 20 641.59. = 101 inches, for a dilution ratio BPR = 20. This gives a coefficient k1 = k3 * (co1 / co2) 2 = 1.6, knowing that this value is typically between 2 and 4. The parameter is therefore more low than in the prior art, which means that the turbine wheel will be easier to design.

25 Enfin, on vérifie le paramètre [Oh/T]turbine = [Oh/U2]turbine *[w2/co1]2 *U12/T. Pour cela, on considère une vitesse périphérique de la première soufflante de 420m/s pour un rapport de moyeu de 0,28, soit U1 =420(1 +0,28)/2 =270 m/s, ainsi qu'une température turbine égale à la température ambiante (elle se situe dans le flux de la première soufflante, 30 alimentée directement par de l'air atmosphérique). D'où : [Oh/T]turbine = 1,6 /22 2702/288,15 = 74. Cette valeur est typique d'une turbine basse-pression.5 Finally, we check the parameter [Oh / T] turbine = [Oh / U2] turbine * [w2 / co1] 2 * U12 / T. For this, we consider a peripheral speed of the first fan of 420m / s for a hub ratio of 0.28, that is U1 = 420 (1 + 0.28) / 2 = 270 m / s, and a temperature turbine equal to the ambient temperature (it is located in the flow of the first fan, fed directly with atmospheric air). Where: [Oh / T] turbine = 1.6 / 22 2702 / 288.15 = 74. This value is typical of a low-pressure turbine.5

Claims (10)

REVENDICATIONS1. Turbomachine (10) à double soufflante (12, 14) et à triple flux (16, 18, 20), comprenant une première soufflante (12) entraînée par une turbine basse-pression et alimentant en flux primaire (16) un compresseur (22) et en flux secondaire (18) une première veine (40) s'étendant autour du compresseur, et une seconde soufflante (14) alimentant en flux tertiaire (20) une seconde veine (44) s'étendant autour de la première veine, caractérisée en ce que la seconde soufflante est solidaire d'une roue de turbine (46) libre en rotation montée en amont du compresseur. REVENDICATIONS1. A twin-blower (12, 14) and triple-flow turbomachinery (10) comprising a first blower (12) driven by a low-pressure turbine and supplying a compressor (22) with a primary flow (16). ) and in secondary flow (18) a first vein (40) extending around the compressor, and a second fan (14) supplying tertiary flow (20) a second vein (44) extending around the first vein, characterized in that the second blower is integral with a turbine wheel (46) free in rotation mounted upstream of the compressor. 2. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que la roue de turbine (46) est montée en amont ou en aval de la première soufflante (12) et est entraînée en rotation par l'air entrant dans la première soufflante ou, respectivement, sortant de la première soufflante. 2. The turbomachine according to claim 1, characterized in that the turbine wheel (46) is mounted upstream or downstream of the first fan (12) and is rotated by the air entering the first fan or respectively , coming out of the first blower. 3. Turbomachine selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que la seconde soufflante (14) est portée par la roue de turbine (46) et entoure celle-ci. 3. Turbomachine according to claim 1 or 2, characterized in that the second fan (14) is carried by the turbine wheel (46) and surrounds it. 4. Turbomachine selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que la seconde soufflante (14) s'étend radialement seulement dans la seconde veine (44) et en ce que la roue de turbine (46) s'étend radialement seulement en amont du compresseur (22) et de la première veine (40). Turbine engine according to one of Claims 1 to 3, characterized in that the second blower (14) extends radially only in the second duct (44) and in that the turbine wheel (46) extends radially. only upstream of the compressor (22) and the first vein (40). 5. Turbomachine selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisée en ce que la seconde soufflante (14) comprend des pales qui sont reliées à des pales de la roue de turbine (46) par des nageoires (52) ou plates-formes transversales ou circonférentielles, ces nageoires ou plates-formes coopérant entre elles à leurs extrémités circonférentielles pour assurer une étanchéité en direction radiale. 5. Turbomachine according to one of claims 1 to 4, characterized in that the second fan (14) comprises blades which are connected to blades of the turbine wheel (46) by fins (52) or platforms transverse or circumferential, these fins or platforms cooperating with each other at their circumferential ends to ensure a seal in the radial direction. 6. Turbomachine selon la revendication 5, caractérisée en ce que les nageoires (52) ou plates-formes précitées sont situées dans unprolongement axial vers l'amont d'une paroi (42) sensiblement conique de séparation des flux secondaire (18) et tertiaire (20). 6. A turbomachine according to claim 5, characterized in that the fins (52) or said platforms are located in an axial extension upstream of a wall (42) substantially conical secondary (18) and tertiary flow separation (20). 7. Turbomachine selon la revendication 5 ou 6, caractérisée en ce qu'elle comprend une rangée annulaire de bras redresseurs (34) sensiblement radiaux s'étendant autour de la première soufflante et en amont de la seconde soufflante (14), ces bras étant reliés à leurs extrémités radialement internes à une paroi cylindrique amont (32) qui est située sensiblement dans un prolongement axial vers l'amont des nageoires (52) ou plates-formes précitées. 7. A turbomachine according to claim 5 or 6, characterized in that it comprises an annular row of substantially radial straightening arms (34) extending around the first fan and upstream of the second fan (14), these arms being connected at their radially inner ends to an upstream cylindrical wall (32) which is located substantially in an axial extension upstream of the fins (52) or aforementioned platforms. 8. Turbomachine selon l'une des revendications précédentes, caractérisée en ce que les première et seconde soufflantes (12, 14) sont entourées par un carénage (36). 8. Turbomachine according to one of the preceding claims, characterized in that the first and second blowers (12, 14) are surrounded by a shroud (36). 9. Turbomachine selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'elle comprend des bras de carter (56) s'étendant sensiblement radialement dans les flux secondaire (18) et tertiaire (20) et traversant une partie d'extrémité aval d'une paroi (42) de séparation de ces flux, qui se mélangent en aval des bras. 9. A turbomachine according to one of the preceding claims, characterized in that it comprises casing arms (56) extending substantially radially in the secondary (18) and tertiary (20) and through a downstream end portion a wall (42) for separating these flows, which mix downstream of the arms. 10.Turbomachine selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'elle comprend deux modules de compresseur et de turbine, respectivement basse-pression et haute-pression, dont les rotors sont entraînés par des arbres, et en ce que la seconde soufflante (14) est montée libre en rotation sur une partie d'extrémité amont de l'arbre (24) du module basse-pression. 10.Turbomachine according to one of the preceding claims, characterized in that it comprises two compressor modules and turbine, respectively low-pressure and high-pressure, whose rotors are driven by trees, and in that the second blower (14) is rotatably mounted on an upstream end portion of the shaft (24) of the low pressure module.