FR3048727A1 - Conduit d'entree d'air pour une turbomachine d'aeronef - Google Patents

Conduit d'entree d'air pour une turbomachine d'aeronef Download PDF

Info

Publication number
FR3048727A1
FR3048727A1 FR1652089A FR1652089A FR3048727A1 FR 3048727 A1 FR3048727 A1 FR 3048727A1 FR 1652089 A FR1652089 A FR 1652089A FR 1652089 A FR1652089 A FR 1652089A FR 3048727 A1 FR3048727 A1 FR 3048727A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
air
air intake
duct
wall
boundary layer
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
FR1652089A
Other languages
English (en)
Other versions
FR3048727B1 (fr
Inventor
Romeo Brogna
Romain Jean-Claude Ferrier
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Priority to FR1652089A priority Critical patent/FR3048727B1/fr
Priority to GB1703904.1A priority patent/GB2550028B/en
Priority to US15/455,532 priority patent/US10415470B2/en
Publication of FR3048727A1 publication Critical patent/FR3048727A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR3048727B1 publication Critical patent/FR3048727B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/20—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles
    • F02C6/206—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles the vehicles being airscrew driven
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/057—Control or regulation
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0226—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising boundary layer control means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/072—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with counter-rotating, e.g. fan rotors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/325—Application in turbines in gas turbines to drive unshrouded, high solidity propeller
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/17—Purpose of the control system to control boundary layer

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Conduit (16, 18) d'entrée d'air de turbomachine, en particulier une turbomachine d'aéronef comprenant un générateur de gaz, s'étendant axialement entre l'entrée d'air et le générateur de gaz, présentant une première partie (18A) de paroi axiale et une seconde partie (18D) de paroi déviée angulairement par rapport à la première, susceptible d'entraîner, dans une zone de décollement, un décollement de la couche limite formée par un flux d'air le long de la paroi du conduit, et un dispositif de contrôle dudit décollement de la couche limite, caractérisé par le fait que le dispositif de contrôle (20) comprend un tube de soufflage d'air (24) débouchant par au moins un orifice d'injection d'air directement en amont de la zone de décollement, le tube de soufflage étant relié à une prise d'air (22) située en amont dudit orifice d'injection ou dans la zone de décollement et comprenant un moyen compresseur d'air (26) entre la prise d'air et l'orifice d'injection d'air.

Description

Conduit d’entrée d’air pour une turbomachine d’aéronef
DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention concerne le domaine des écoulements de fluide le long d’une surface présentant une forte déviation, et vise les entrées d’air de moteurs d’aéronef.
ETAT DE L’ART
Un conduit d’entrée d’air de turbomachine, en particulier une turbomachine d’aéronef a pour fonction de guider l’air depuis l’entrée d’air de la turbomachine jusqu’au générateur de gaz. Certaines turbomachines, tels que les moteurs à hélice non carénée, par exemple les turbopropulseurs ou les moteurs de type à doublet contrarotatif, peuvent comporter une entrée d’air dans la turbomachine avec un axe différent de l’entrée d’air dans le générateur de gaz par lequel l’hélice est entraînée. Leurs axes peuvent être décalés. C’est le cas généralement pour un turbopropulseur où l’axe de l’hélice est lui-même décalé (ou « offset » en anglais) par rapport à celui du générateur de gaz. Ce peut être le cas également dans un moteur à doublet contrarotatif à l’avant du moteur. La figure 1 montre une turbomachine de ce type avec deux entrées d’air d’axes décalés par rapport à celui de la turbomachine. La manche ou conduit d’entrée d’air comporte alors une zone où le flux d’air subit une forte déviation.
Le conduit d’entrée d’air comprend dans ce cas entre l’entrée d’air et le générateur de gaz une section intermédiaire de forme relativement complexe, avec le cas échéant un canal d’évacuation de particules formant piège, qui s’étend sensiblement selon l’axe de l’entrée d’air dans la nacelle et qui permet d’évacuer des corps étrangers afin qu’ils n’entrent pas dans le générateur de gaz.
La section intermédiaire a, vu de côté, une forme générale en col de cygne dont l’extrémité amont est raccordée à l’entrée d’air dans la nacelle et dont l’extrémité aval est raccordée par un canal d’alimentation à l’entrée d’air dans le générateur de gaz. Le canal d’alimentation est situé radialement vers l’intérieur par rapport au canal d’évacuation et la section intermédiaire comprend une partie de raccordement d’un canal à l’autre. Il existe d’autres types d’entrée d’air, chacune de ces entrées d’air comportant une partie de raccordement formant une déviation du flux d’air.
Le conduit d’entrée d’air a pour rôle d’alimenter le générateur de gaz en air de la manière la plus homogène possible. Toutefois, la forme complexe du conduit précité génère des distorsions dans le flux d’air alimentant le générateur de gaz, ce qui a une influence négative sur les performances et l’opérabilité de la turbomachine. Cette distorsion est essentiellement due au décollement des filets d’air produit par la forte déviation du flux d’air dans la section intermédiaire précitée.
Une solution à ce problème consisterait à incorporer des générateurs de vortex ou tourbillons dans l’extrémité amont du conduit d’entrée d’air pour dynamiser la couche limite et réduire le décollement. Il pourrait s’agir par exemple d’une transposition de dispositifs passifs mettant en oeuvre des moyens générateurs de tourbillons visant à contrôler le décollement de l’air sur les aubes de turbomachines. Le brevet FR 2 976 634 au nom du présent demandeur décrit un tel dispositif. Il apparaît malheureusement que cette solution bien que fonctionnelle ne serait pas suffisamment efficace dans ce type de configuration. En effet, le conduit s’ouvre très fortement au niveau de la déviation et les perturbations nécessaires pour limiter le décollement de la couche limite ne peuvent être fournies par un dispositif de ce type.
Une autre solution connue de l’art antérieur comprend un système de contrôle actif du décollement de la couche limite dans les conduits d’entrée d’air à fortes déviations. Par exemple, il est connu des dispositifs avec aspiration de l’air dans la couche limite du flux circulant dans le conduit empêchant son décollement ou bien avec injection d’air à très haute vitesse parallèlement à la paroi de manière à augmenter localement la quantité de mouvement de la région interne de la couche limite et retarder la séparation de la couche limite et / ou réduire l’intensité de celle-ci. De tels dispositifs sont complexes et nécessitent l’installation d’éléments pour la circulation de l’air, par aspiration ou soufflage, dans un compartiment de la nacelle à proximité du conduit.
La présente invention a pour but de proposer un système permettant de réduire le décollement de flux dans le conduit d’entrée d’air de façon ciblée et ainsi de réduire la distorsion au niveau du compresseur en impactant le moins possible l’opérabilité et les rendements.
EXPOSE DE L’INVENTION L’invention propose un conduit d’entrée d’air de turbomachine, en particulier de turbomachine d’aéronef comprenant un générateur de gaz, s’étendant axialement entre l’entrée d’air et le générateur de gaz, présentant une première partie axiale et une seconde partie déviée angulairement par rapport à la première, susceptible d’entraîner, dans une zone de décollement, un décollement de la couche limite formée par un flux d’air le long de la paroi du conduit, et un dispositif de contrôle dudit décollement de la couche limite.
Conformément à l’invention, le conduit est caractérisé par le fait que le dispositif de contrôle comprend un tube de soufflage d’air débouchant par au moins un orifice d’injection d’air directement en amont de la zone de décollement, dans la couche limite formée le long de la paroi du conduit, le tube de soufflage étant relié à une prise d’air située en amont de l’orifice d’injection d’air ou dans la zone de décollement et comprenant un moyen compresseur d’air entre la prise d’air et l’orifice d’injection d’air.
Conformément à une autre caractéristique, l’orifice d’injection d’air dans la couche limite est situé directement en amont de ladite seconde partie déviée du conduit. L’orifice peut être de différentes formes, généralement une ou plusieurs fentes, et est situé directement en amont de la partie de la paroi présentant une courbure inclinée vers l’axe du générateur de gaz.
Selon un mode de réalisation, soit la prise d’air est située sur la première partie de paroi axiale du conduit où la couche limite est collée à la paroi, soit la paroi forme une lèvre à son embouchure amont ménageant une gorge, la prise d’air étant ménagée dans ladite gorge.
Conformément à un mode de réalisation préféré, la prise d’air est située en aval de l’orifice d’injection, le long de la partie de paroi, dans la zone de décollement. Cette dernière solution présente l’avantage de permettre la mise en oeuvre d’un dispositif compact en raison de la proximité de la prise d’air et de l’orifice d’injection.
En cas de panne du système de soufflage, il est avantageux de disposer d’une vanne d’obturation sur au moins l’un de la prise d’air et de l’orifice d’injection. De préférence, la prise d’air et l’orifice d’injection sont pourvus chacun d’une vanne, lesdites vannes étant commandées par un même système de commande avec par exemple un même moteur pour les deux vannes. Ceci empêche que des flux d’air non contrôlés puissent s’installer, et perturber la couche limite au niveau de l’injection.
La présente invention s’applique à toute entrée d’air subissant une forte déviation entraînant un décollement de couche limite telle que dans un moteur à hélice non carénée, de type turbopropulseur ou bien à doublet d’hélices contrarotatives par exemple.
Ainsi l’invention porte aussi sur une turbomachine à hélice non carénée d’aéronef, tel qu’un turbopropulseur ou un moteur à doublet d’hélices contrarotatives, comprenant un conduit d’entrée d’air ainsi caractérisé. Plus particulièrement, elle porte sur une turbomachine dont l’entrée d’air comprend une partie axiale et une partie intermédiaire, la partie intermédiaire divisant la partie axiale en deux portions de conduit, une portion déviée angulairement par rapport à ladite partie axiale (se raccordant par exemple au conduit d’alimentation en air du générateur de gaz) et une partie (pouvant former piège de particules) dans le prolongement axial de ladite partie axiale.
La présente invention propose ainsi une solution simple, efficace et économique.
DESCRIPTION DES FIGURES L’invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d’exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 est une vue en coupe avec perspective d’un moteur open rotor montrant le conduit d’entrée d’air auquel s’applique l’invention ; - la figure 2 est un schéma illustrant le phénomène de décollement de la couche limite quand la paroi amorce une forte déviation ; - la figure 3 est un schéma montrant un premier mode de réalisation de l’invention ; - la figure 4 est un schéma montrant un deuxième mode de réalisation de l’invention ; - la figure 5 est un schéma montrant un troisième mode de réalisation de l’invention ; - la figure 6 est un schéma montrant un quatrième mode de réalisation de l’invention.
DESCRIPTION DETAILLEE DE MODES DE REALISATION DE L’INVENTION
On se réfère d’abord à la figure 1 qui représente l’avant d’un exemple de moteur à doublet d’hélices non carénées, connu également sous l’expression « open rotor », vu en coupe axiale avec perspective trois quart avant. La turbomachine comprend deux hélices contrarotatives 11, à l’avant, entraînées par un moteur situé dans le prolongement aval de l’axe du doublet d’hélices 11. Immédiatement en aval, deux entrées d’air 10 et 12 sur la nacelle alimentent en air le générateur de gaz, non visible sur la figure. Les entrées d’air 10 et 12 sont situées de part et d’autre du carter 13 - ici en haut et en bas - dans lequel est logé le mécanisme d’entraînement et de commande des hélices du doublet 11. Les entrées 10 et 12 présentent une lèvre 10a et 12a formant un bord d’attaque et communiquent avec deux conduits d’entrée d’air 16 et 18 ici à section oblongue. Ces deux conduits 16 et 18 convergent en un canal annulaire unique 14 en aval dudit carter 13 et qui forme le canal 14 d’alimentation en air du générateur de gaz. Les deux entrées 10 et 12 étant radialement éloignées de l’axe moteur XX’, les deux conduits ou manches 16 et 18 comprennent une section de transition inclinée radialement pour rejoindre le canal d’alimentation annulaire 14. Pour le conduit 18, le profil de la paroi radialement le plus proche de l’axe présente donc une première partie 18A éloignée de l’axe puis une seconde partie 18D à pente tournée vers l’axe se raccordant avec la partie 18E du canal 14 d’alimentation du moteur. Il en est de même pour le conduit d’entrée d’air 16. A l’entrée de cette seconde partie 18D de paroi inclinée vers l’axe, le conduit 18 s’élargit en raison de la présence d’un piège pour les particules et les corps étrangers. Le flux d’air s’écoulant le long du conduit 18 d’entrée d’air subit en cet endroit une déviation importante, les particules suivant une trajectoire axiale vers le canal 15 du piège formant une troisième partie du conduit. Il est à noter le dièdre de séparation 15S entre le canal 15 formant la troisième partie du conduit et la partie du conduit débouchant dans le canal 14 d’alimentation du générateur de gaz. Les conditions aérodynamiques sont susceptibles d’induire un décollement de la couche limite le long de la paroi interne quand elle passe de la première partie 18A parallèle à l’axe du moteur à la seconde partie 18D inclinée. Cette zone est dite zone de décollement. Le décollement vient perturber l’écoulement et créer des distorsions qui affectent les performances et l’opérabilité du générateur de gaz à l’aval.
Conformément à l’invention, on place un dispositif de contrôle actif de la couche limite.
Sur la figure 3, selon un premier mode de réalisation, lorsqu’il existe une gorge 12g entre la lèvre 12a de l’entrée du conduit d’air 18 et la nacelle ; on met à profit le fait que la gorge est une région d’arrêt pour l’écoulement et que dans cette zone la pression statique est élevée. Par ailleurs dans le conduit d’air, en aval, la pression statique est plus faible, avec une dépression locale induite par la déviation de la paroi. Cette différence de pression est exploitée pour ménager une prise d’air 22 dans la gorge et induire un soufflage 24 dans la couche limite au niveau en particulier de la partie de paroi entre les deux parties axiale 18A et déviée 18D présentant une courbure inclinée vers l’axe de la turbomachine. Comme mentionné plus haut l’air injecté à haute vitesse parallèlement permet d’augmenter la quantité de mouvement de la région interne de la couche limite de manière à éviter la séparation de la couche limite. Des vannes non représentées peuvent être prévues pour commander l’injection d’air.
Cette solution présente un autre avantage dans la mesure où la zone d’arrêt située dans la gorge pénalise la traînée nacelle et potentiellement la qualité de l’écoulement capté par l’entrée d’air en créant des recirculations locales dans la gorge. En extrayant l’air dans la gorge, la zone d’arrêt et donc les pénalités associées sont réduites.
Bien que la différence de pression soit notable, il est souhaitable de prévoir un moyen de compression 26 entre la prise d’air 22 et le soufflage 24 de manière à favoriser l’aspiration de l’écoulement de la gorge 12g.
Un autre mode de réalisation est présenté en relation avec la figure 4. Il consiste à prélever l’écoulement depuis la zone de décollement où la couche limite est décollée pour l’injecter en amont de la zone où se produit la séparation de la couche limite. Ceci permet à la fois d’énergiser la couche limite et de réduire ultérieurement l’extension du décollement, en exploitant de façon optimale les avantages du soufflage et de l’aspiration de l’écoulement en proche paroi. Le prélèvement 122 est réalisé en pratique dans la partie de la paroi déviée 18D en aval de la partie avec courbure. Le conduit d’air forme dans cette zone une chambre dite de tranquillisation. L’air prélevé en 122 est comprimé par un moyen de compression 126 et injecté en 124 à travers un ou plusieurs orifices dans la paroi de préférence situés au niveau de la zone avec courbure entre les parties axiale 18A et déviée 18D.
La figure 5 montre une configuration 220 avec un compresseur 226 et un système 227 de contrôle de vannes 223 et 225 commandant respectivement la prise d’air 222 et le soufflage 224.
Les vannes s’ouvrent préférentiellement en phase de décollage de l’aéronef, lorsque les turbulences dans la veine sont les plus importantes.
La figure 6 montre une variante 320 où la prise d’air 322 est située en amont de la zone d’injection 324 d’air, de préférence à proximité. L’injection d’air est réalisée à travers des orifices situés directement en amont de la zone où la couche limite est susceptible de se décoller par exemple avant la courbure entre les parties axiale 18A et déviée 18D. Là encore, un compresseur 326 permet d’élever la pression entre la prise d’air et le soufflage. Un système 327 commande les vannes 323 et 325 comme dans la solution précédente.
On a décrit la solution de l’invention pour le conduit d’entrée d’air 18 dans la structure de la figure 1. La solution s’applique également au conduit d’entrée d’air 16.

Claims (9)

  1. REVENDICATIONS
    1. Conduit (16, 18) d’entrée d’air de turbomachine, en particulier une turbomachine d’aéronef comprenant un générateur de gaz, s’étendant axialement entre l’entrée d’air et le générateur de gaz, présentant une première partie (18A) de paroi axiale et une seconde partie (18D) de paroi déviée angulairement par rapport à la première, susceptible d’entraîner, dans une zone de décollement, un décollement de la couche limite formée par un flux d’air le long de la paroi du conduit, et un dispositif de contrôle dudit décollement de la couche limite, caractérisé par le fait que le dispositif de contrôle (20, 120, 220, 320) comprend un tube de soufflage d’air (24, 124, 224, 324) débouchant par au moins un orifice d’injection d’air directement en amont de la zone de décollement, le tube de soufflage étant relié à une prise d’air (22, 122, 222, 322) située en amont dudit orifice d’injection ou dans la zone de décollement et comprenant un moyen compresseur d’air (26, 126, 226, 326) entre la prise d’air et l’orifice d’injection d’air.
  2. 2. Conduit selon la revendication précédente dont l’orifice d’injection d’air dans la couche limite est situé directement en amont de ladite seconde partie (18D) déviée de la paroi.
  3. 3. Conduit selon la revendication 1 ou 2 dont la prise d’air (322) est située sur la première partie (18A) de paroi axiale du conduit où la couche limite est collée à la paroi.
  4. 4. Conduit selon la revendication 1 ou 2, dont la paroi forme une lèvre (12a) à son embouchure amont ménageant une gorge (12g), la prise d’air étant ménagée dans ladite gorge.
  5. 5. Conduit selon la revendication 1, dont la prise d’air (122, 222) est située en aval de l’orifice d’injection, le long de la partie (18D) de paroi, dans la zone de décollement.
  6. 6. Conduit selon l’une des revendications précédentes dont au moins l’un de la prise d’air ou de l’orifice d’injection est pourvu d’une vanne (223, 225 ; 323, 325) d’obturation.
  7. 7. Conduit selon la revendication précédente dont la prise d’air et l’orifice d’injection sont pourvus chacun d’une vanne, lesdites vannes étant commandées par un même système de commande (227, 327).
  8. 8. Turbomachine à hélice non carénée d’aéronef, caractérisée en ce qu’elle comprend un conduit d’entrée d’air selon l’une des revendications précédentes.
  9. 9. Turbomachine selon la revendication précédente dont le conduit d’entrée d’air comprend une partie axiale et une partie intermédiaire, la partie intermédiaire divisant la partie axiale en deux portions de conduit, une portion déviée angulairement par rapport à ladite partie axiale et une partie dans le prolongement axial de ladite partie axiale
FR1652089A 2016-03-14 2016-03-14 Conduit d'entree d'air pour une turbomachine d'aeronef Active FR3048727B1 (fr)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1652089A FR3048727B1 (fr) 2016-03-14 2016-03-14 Conduit d'entree d'air pour une turbomachine d'aeronef
GB1703904.1A GB2550028B (en) 2016-03-14 2017-03-10 Air inlet duct for an aircraft turbine engine
US15/455,532 US10415470B2 (en) 2016-03-14 2017-03-10 Air inlet duct for an aircraft turbine engine

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1652089A FR3048727B1 (fr) 2016-03-14 2016-03-14 Conduit d'entree d'air pour une turbomachine d'aeronef
FR1652089 2016-03-14

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR3048727A1 true FR3048727A1 (fr) 2017-09-15
FR3048727B1 FR3048727B1 (fr) 2018-03-02

Family

ID=55863061

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR1652089A Active FR3048727B1 (fr) 2016-03-14 2016-03-14 Conduit d'entree d'air pour une turbomachine d'aeronef

Country Status (3)

Country Link
US (1) US10415470B2 (fr)
FR (1) FR3048727B1 (fr)
GB (1) GB2550028B (fr)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11161589B2 (en) 2018-03-16 2021-11-02 Joby Aero, Inc. Aircraft drag reduction system and internally cooled electric motor system and aircraft using same
US11125158B2 (en) 2018-09-17 2021-09-21 Honeywell International Inc. Ported shroud system for turboprop inlets

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5447283A (en) * 1994-02-02 1995-09-05 Grumman Aerospace Corporation Blown boundary layer control system for a jet aircraft
US20080156187A1 (en) * 2006-12-28 2008-07-03 General Electric Company Particle separator using boundary layer control
EP2009263A2 (fr) * 2007-06-26 2008-12-31 United Technologies Corporation Alimentation en air tangentielle anti-tourbillonnement
FR3023322A1 (fr) * 2014-07-03 2016-01-08 Snecma Manche d'entree d'air pour turbomachine

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4608819A (en) * 1983-12-27 1986-09-02 General Electric Company Gas turbine engine component cooling system
US4989807A (en) * 1988-04-07 1991-02-05 Grumman Aerospace Corporation S-shaped jet engine inlet diffuser
US6655632B1 (en) * 2002-08-27 2003-12-02 General Electric Company System and method for actively changing an effective flow-through area of an inlet region of an aircraft engine
GB0418196D0 (en) * 2004-08-14 2004-09-15 Rolls Royce Plc Boundary layer control arrangement
FR2970302B1 (fr) * 2011-01-11 2015-07-17 Snecma Turboreacteur a double flux
US8820084B2 (en) * 2011-06-28 2014-09-02 Siemens Aktiengesellschaft Apparatus for controlling a boundary layer in a diffusing flow path of a power generating machine
GB201121889D0 (en) * 2011-12-20 2012-02-01 Rolls Royce Plc Active flow control intake for a gas turbine engine
GB201406952D0 (en) * 2014-04-17 2014-06-04 Rolls Royce Plc Open rotor propulsion engine
US9789954B2 (en) * 2014-04-25 2017-10-17 Rohr, Inc. Method of controlling boundary layer flow

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5447283A (en) * 1994-02-02 1995-09-05 Grumman Aerospace Corporation Blown boundary layer control system for a jet aircraft
US20080156187A1 (en) * 2006-12-28 2008-07-03 General Electric Company Particle separator using boundary layer control
EP2009263A2 (fr) * 2007-06-26 2008-12-31 United Technologies Corporation Alimentation en air tangentielle anti-tourbillonnement
FR3023322A1 (fr) * 2014-07-03 2016-01-08 Snecma Manche d'entree d'air pour turbomachine

Also Published As

Publication number Publication date
FR3048727B1 (fr) 2018-03-02
GB2550028A (en) 2017-11-08
GB201703904D0 (en) 2017-04-26
GB2550028B (en) 2020-09-09
US20170260903A1 (en) 2017-09-14
US10415470B2 (en) 2019-09-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2595183C (fr) Turbomachine a double flux a variation artificielle de sa section de col
EP3366588B1 (fr) Procédé de ventilation d'un canal d'air dynamique et dispositif de contrôle environnemental et véhicule mettant en oeuvre ce procédé
EP2066895B1 (fr) Nacelle de réacteur d'aéronef et aéronef comportant une telle nacelle
EP1316675A1 (fr) Stator pour turbomachine
FR2906313A1 (fr) Reacteur a double flux.
EP1928743A1 (fr) Ensemble moteur pour aeronef comprenant un moteur ainsi qu'un mat d'accrochage d'un tel moteur
CA2991740C (fr) Carter d'echappement d'une turbomachine a duree de vie augmentee
FR2910937A1 (fr) Nacelle de reacteur d'aeronef et aeronef comportant une telle nacelle
BE1024684A1 (fr) Bec degivrant de compresseur de turbomachine axiale
CA2925565C (fr) Chambre de combustion de turbomachine pourvue de moyens de deflection d'air pour reduire le sillage cree par une bougie d'allumage
FR2970466A1 (fr) Nacelle pour un turboreacteur d’aeronef double flux
FR2857650A1 (fr) Nacelle ou surface a ecoulement laminaire pour un moteur d'avion
CA2872207A1 (fr) Dispositif d'ejection d'air comprenant un profil aerodynamique muni d'une languette flexible d'obturation de fente
FR2935349A1 (fr) Turbomachine a helices non carenees
EP1577530A1 (fr) Procédé d'amélioration des performances d'allumage de dispositif de post-combustion pour turboréacteur double flux et dispositif de post-combustion à performance d'allumage améliorée
CA2389529C (fr) Dispositif de propulsion a cycle variable par prelevement d'air comprime pour avion supersonique
CA2798679C (fr) Dispositif pour attenuer le bruit emis par le jet d'un moteur de propulsion d'un aeronef
CA2576694C (fr) Systeme d'ejection d'un turboreacteur a double flux
EP3325771A1 (fr) Aeronef comportant deux soufflantes contrarotatives a l'arriere d'un fuselage avec calage des aubes de la soufflante aval
EP1609719A1 (fr) Procédé de freinage d'un avion et turboréacteur à double flux pour la mise en oeuvre du procédé
FR3048727A1 (fr) Conduit d'entree d'air pour une turbomachine d'aeronef
CA2899506A1 (fr) Architecture d'alimentation en air d'un groupe auxiliaire de puissance dans un aeronef
FR3009027A1 (fr) Ensemble turbomachine d'aeronef a bruit de jet attenue.
EP1813529A1 (fr) Entrée d'air de turboréacteur à double flux
FR3036144A1 (fr) Helice de turbomachine

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20170915

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 3

CD Change of name or company name

Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR

Effective date: 20180809

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 4

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 5

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 6

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 7

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 8

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 9