FR3059735A1 - Piece de turbomachine a surface non-axisymetrique - Google Patents

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Abstract

La présente invention concerne une pièce (1) ou ensemble de pièces de turbomachine comprenant au moins des premier et deuxième obstacles (3I, 4, 3E) chacun présentant un bord d'attaque (BA) et un bord de fuite (BF), et une plateforme (2) à partir de laquelle s'étendent les obstacles (3I, 4, 3E) ; caractérisée en ce que la plateforme (2) présente entre l'intrados du premier obstacle (3I, 4) et l'extrados du deuxième obstacle (4, 3E) une surface (S) non axisymétrique définissant au moins une ailette (5) à section sensiblement triangulaire, chaque ailette (5) étant associée à une position d'attaque et une position de fuite sur la surface (S), entre lesquelles l'ailette (5) s'étend, telles que : - ladite position d'attaque est en amont de chacun des bords d'attaque (BA) ; - ladite position de fuite est en aval de chacun des bords d'attaque (BA).

Description

DOMAINE TECHNIQUE GENERAL
La présente invention concerne une pièce de turbomachine comprenant des obstacles et une plateforme présentant une surface nonaxisymétrique.
ETAT DE L’ART
Une turbomachine à double flux du type de la figure 1 présente une soufflante (ou « fan ») comprimant une grande masse d’air froid, dont une part est injectée dans le compresseur et chauffée (flux primaire), le reste formant un écoulement cylindrique (flux secondaire) enveloppant le moteur, redressé par une grille d’OGV (« Outlet Guide Vane », redresseur de flux secondaire) et dirigé vers l'arrière pour créer de la poussée.
Pour cela, la turbomachine comprend typiquement un moyeu bornant la veine d’air secondaire de façon interne, et un carter bornant la veine d’air secondaire de façon externe. Des bras lient radialement les deux (le moyeu est fixe par rapport au carter, et mobile par rapport à l’arbre central), et transmettent une partie des efforts entre le moteur et son support.
Dans les bras passent diverses servitudes intégrant des composants du moteur (telles qu’un tube d’huile ou de carburant, des câbles, etc.). Deux des bras, nettement plus massifs, et généralement placés au sommet et à la base, sont appelés pylônes et servent de structure porteuse permettant de relier la turbomachine à un aéronef.
Pour des questions de réduction de masse et de gain de performances, les bras et/ou les pylônes (appelés ensemble « bifurcations ») peuvent être réunis dans la même structure que les pales d’OGV, et être alors dits « intégrés », comme l’on voit sur la figure 1. Plus précisément, l’étage redresseur comprend sur sa circonférence les bifurcations disposées entre des séquences de pales d’OGV.
Ceci amène à une forme de type « bec d’aigle » telle que visible sur la figure 2 (en référence à la forme de la bifurcation à proximité de son bord d’attaque) qui génère moins de pertes que dans la configuration dite « séparée » où les bifurcations sont en aval d’une couronnes de pales d’OGV. Cependant, du fait du caractère massif de la bifurcation il est nécessaire que les pales OGV soient cambrées à l’intrados et décambrées à l’extrados de la bifurcation. Ceci donne une configuration dite « multifamilles » d’OGV.
Ces OGV multifamilles permettent de réduire la distorsion qui remonte sur le Fan et de réduire les pertes de pression liées à la présence de la bifurcation juste en aval. Cependant, les pales cambrées et décambrées ne sont plus aussi adaptées à la charge aérodynamique sur aubage que peut l’être une grille d’OGV séparés sans bifurcation en aval.
La charge aérodynamique sur les pales d’OGV cambrés est plus élevée et ils n’arrivent pas à dévier complètement l’écoulement. Ceci amène un décollement côté extrados de la pale générateur de pertes de pression.
De même, les zones d’inflexion et de forte courbure sur le « bec d’aigle » génèrent des pertes de pression au niveau de la bifurcation.
Les zones en jonction avec le moyeu sont d’autant plus sensibles à cette augmentation de charge aérodynamique et à ces zones d’inflexion et de forte courbure.
A la jonction entre la plateforme et les différents obstacles, a lieu un décollement, dit « de coin », qui génère des pertes de pression et réduit la stabilité et l’opérabilité de la turbomachine.
Ce phénomène de décollement de coin est amplifié dans le cas d’OGV multifamilles, notamment pour les OGV fortement cambrés situés côté intrados de la bifurcation.
Sur les bifurcations, la zone de courbure minimum (dite zone d’inflexion) entourée en trait plein sur la figure 2, et les zones de courbure maximum entourées en trait pointillé sur la figure 2, sont les plus impactées par ces phénomènes de décollement de coin.
On constate donc que les géométries de grilles d’OGV restent perfectibles, en particulier dans des configurations « intégrées ».
Il serait ainsi souhaitable de disposer d’une nouvelle géométrie permettant de réduire les décollements de coin sur ces formes afin d’améliorer les performances (réduction de la traînée de frottement) et la stabilité (diminution des décollements de couche limite et obstruction de veine associée).
PRESENTATION DE L’INVENTION
Selon un premier aspect, la présente invention propose ainsi une pièce ou ensemble de pièces de turbomachine comprenant au moins des premier et deuxième obstacles chacun présentant un bord d’attaque et un bord de fuite, et une plateforme à partir de laquelle s’étendent les obstacles ;
caractérisée en ce que la plateforme présente entre l’intrados du premier obstacle et l’extrados du deuxième obstacle une surface non axisymétrique définissant au moins une ailette à section sensiblement triangulaire, chaque ailette étant associée à une position d’attaque et une position de fuite sur la surface, entre lesquelles l’ailette s’étend, telles que :
- ladite position d’attaque est en amont de chacun des bords d’attaque ;
- ladite position de fuite est en aval de chacun des bords d’attaque.
Selon d’autres caractéristiques avantageuses et non limitatives :
• l’ailette présente une hauteur comprise entre 0,5% et 15% d’une hauteur de chacun des obstacles, et plus particulièrement entre 0,5% et 5% ;
• la position de fuite est située à au moins 50% de longueur relative d’une corde d’obstacle s’étendant du bord d’attaque au bord de fuite de l’obstacle présentant le bord de fuite le plus en amont ;
• ladite position de fuite est en aval du bord de fuite de l’obstacle présentant le bord de fuite le plus en amont ;
• ladite position d’attaque s’étend en amont de chacun des bords d’attaque de jusqu’à 15% de longueur relative d’une corde d’obstacle s’étendant du bord d’attaque au bord de fuite de l’obstacle présentant le bord de fuite le plus en amont ;
• un du premier et du deuxième obstacle est une pale et l’autre est une bifurcation présentant un bord de fuite en aval du bord d’attaque de ladite pale ;
• la bifurcation présente sur son intrados ou son extrados face à ladite pale un point de courbure maximale en aval du bord de fuite de ladite pale ;
• ladite position de fuite s’étend axialement sensiblement jusqu’audit point de courbure maximale de la bifurcation ;
• la pièce comprend au moins deux pales dont une première pale et une deuxième pale, la plateforme présente au moins deux surfaces non axisymétriques définissant chacune ladite ailette à section sensiblement triangulaire, dont une première surface pour laquelle la première pale forme le premier obstacle et la bifurcation forme le deuxième obstacle, et une deuxième surface pour laquelle la bifurcation forme le premier obstacle et la deuxième pale forme le deuxième obstacle ;
• chaque ailette présente une trace correspondant à la ligne moyenne des squelettes des premier et deuxième obstacles ;
• la surface définit une ou deux ailettes côte à côte ;
• chacune des première et deuxième surfaces définit en outre une ailette secondaire plus courte que l’ailette, et située à l’extrados de ladite ailette ;
• la plateforme présente une forme annulaire le long de laquelle sont régulièrement disposées une pluralité d’obstacles ;
• la pièce est un redresseur de flux secondaire.
Selon un deuxième aspect, l’invention concerne une turbomachine comprenant une pièce selon le premier aspect précédemment énoncé.
PRESENTATION DES FIGURES
D’autres caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre d’un mode de réalisation préférentiel. Cette description sera donnée en référence aux dessins annexés dans lesquels :
- la figure 1 précédemment décrite représente un exemple de turbomachine ;
- la figure 2 précédemment décrite représente un exemple de géométrie connue d’OGV intégrés avec une bifurcation ;
- la figure 3 représente une vue en 3D d’un exemple de géométrie d’une pièce selon l’invention ;
- les figures 4a-4b représentent deux exemples de géométries d’une pièce selon deux modes de réalisation de l’invention.
DESCRIPTION DETAILLEE
En référence à la figure 2, la présente pièce 1 (ou ensemble de pièces si elle n’est pas monobloc) de turbomachine présente de façon connue et comme expliqué au moins deux obstacles consécutifs 3E, 4, 3I et une plateforme 2 à partie de laquelle s’étendent les obstacles 3E, 4, 3I.
Une turbomachine à double flux comprend typiquement un moyeu bornant la veine d’air secondaire de façon interne, et un carter bornant la veine d’air secondaire de façon externe. Des bras lient radialement les deux, et transmettent une partie des efforts entre le moteur et son support.
La présente pièce ou ensemble de pièce 1 est avantageusement une pièce d’étage de redresseur du flux secondaire, en particulier une couronne de pales fixes (appelées OGV pour « Outlet Guide Vane ») disposée le plus souvent en sortie du rotor de la soufflante, et encore plus avantageusement une couronne d’OGV intégrés (i.e. certains des obstacles ne sont pas des pales).
Dans la suite de la présente description, on prendra à ce titre l’exemple d’un étage d’OGV intégrés, mais l’homme du métier saura transposer aux autres types de pièces 1 (par exemple, un étage d’OGV séparés voire un étage de redresseur du flux primaire i.e. un étage de stator compresseur).
Le terme « obstacle » désigne tout élément disposé en travers du flux d’air et ayant une influence sur son écoulement, présentant un bord d’attaque BA, un bord de fuite BF, un intrados et un extrados.
Il s’agit pour la plupart de pales 3E, 3I (et en particulier dans un mode de réalisation où la pièce 1 est un étage de redresseur de flux secondaire à OGV intégrés, les obstacles sont tous des pales 3E, 3I), mais dans un mode de réalisation préféré où la pièce 1 est un étage de redresseur de flux secondaire à OGV intégrés, au moins un des obstacles est une bifurcation 4, c’est-à-dire un élément plus large, plus long et moins profilé que les pales 3I, 3E, ayant comme expliqué une fonction structurelle plus qu’aérodynamique, en particulier pour la liaison de la plateforme 2 à un carter ou un moyeu de la pièce 1 et/ou le passage de servitudes. En particulier, on comprendra que les bifurcations 4 présentent un bord de fuite nettement en aval (par rapport à l’écoulement de fluide) du bord de fuite des pales 3I, 3E. Par ailleurs, sur chacun de leur extrados et leur intrados, les bifurcations 4 présentent un point de courbure maximum (au milieu de la zone en pointillés dans la figure 2), généralement légèrement en aval des bords de fuite BF des pales 3I, 3E voisines.
De façon générale, on comprendra que les obstacles 3E, 4, 3I sont choisis parmi des pales 3E, 3I et des bifurcations 4, ces dernières pouvant eux-mêmes être de plusieurs types : bras ou pylône, selon leur taille et leur importance dans l’intégrité structurelle.
En particulier une ou deux des bifurcations 4 sont des pylônes, en particulier un pylône principal disposé au sommet de la pièce 1 (position dite 12 heures), et/ou un pylône secondaire disposé à la base de la pièce 1 (position dite 6 heures). Les deux pylônes sont ainsi diamétralement opposés. Les pylônes sont des éléments de supports de toute la turbomachine, en particulier le pylône principal qui permet une fixation à un aéronef.
Les pylônes sont nettement plus massifs que les éventuelles autres bifurcations de type bras (lesquels sont eux même nettement plus massifs que les pales 3E, 31), et le pylône principal est lui-même sensiblement plus massif que le pylône secondaire. Les pylônes (et particulièrement le pylône principal) présentent un bord de fuite nettement en aval du bord de fuite des éventuelles autres bifurcations de type bras. Ces derniers peuvent être disposés régulièrement ou non entre les pylônes.
De façon préférée, toutes les bifurcations 4 sont des pylônes, i.e. il n’y a pas de « bras », et dans la suite de la présente description, on prendra le cas général d’une bifurcation 4 de type pylône disposée entre deux pales équivalentes 3E, 31, mais l’homme du métier saura transposer l’invention à toute autre configuration.
Le terme « plateforme » est ici interprété au sens large et désigne de façon générale tout élément d’une turbomachine sur lequel des obstacles 3E, 4, 31 sont aptes à être disposés en saillie en s’étendant radialement et présentant une paroi interne/externe contre laquelle l’air circule. La plateforme 2 présente en général une forme annulaire le long de laquelle est disposée ladite pluralité d’obstacles 3E, 4, 31.
En particulier, la plateforme 2 peut être monobloc (et ainsi supporter l’ensemble des pales de la pièce 1), ou formée d’une pluralité d’organes élémentaires chacun supportant un unique obstacle 3I, 4, 3E (un « pied » de l’obstacle) de sorte à constituer une aube.
En particulier, la plateforme 2 peut comprendre une partie de plateforme pour chacun des obstacles 3E, 4, 3I dans un mode de réalisation avantageux qui sera décrit plus loin.
En outre, la plateforme 2 peut délimiter une paroi radialement intérieure de la pièce 1 (le flux d’air passe autour) en définissant un moyeu, et/ou bien une paroi radialement extérieure de la pièce 1 (le flux d’air passe à l’intérieur, les obstacles 3I, 4, 3E s’étendent vers le centre) en définissant alors un carter de la pièce 1. Il est à noter qu’une même pièce 1 peut comprendre simultanément ces deux types de plateforme 2.
Surface de plateforme
La présente pièce 1 se distingue par une géométrique particulière (non-axisymétrique) d’au moins une surface S (avantageusement au moins deux référencées SE, SI) d’une plateforme 2 de la pièce 1, dont on observe un exemple de modélisation avantageuse sur la figure 3. On comprendra que sur la figure 3 un seul obstacle central 3E, 4, 3I est visible, mais que d’autres obstacles sont présents de façon inhérente.
Chaque surface S s’étend entre deux obstacles 3E, 4, 3I. La ou les surfaces S sont en effet partie d’une surface plus importante définissant une forme sensiblement torique autour de la pièce 1. Dans l’hypothèse (mais non limitative) d’une périodicité dans la circonférence de la pièce 1, on peut retrouver plusieurs occurrences des diverses surfaces S.
Une surface S est limitée en amont par un premier plan extrémal, le « Plan de séparation » et en aval par un deuxième plan extrémal, le « Plan de raccord », qui définissent chacun un contour axisymétrique, continu et de dérivée continue (la courbe correspondant à l’intersection entre chacun des plans extrémaux et la surface de la pièce 1 dans son ensemble est fermée et forme une boucle). La surface S présente une forme sensiblement parallélogrammique et s’étend continûment entre les deux plans extrémaux, et les deux obstacles 3E, 4, 3I d’un couple d’obstacles consécutifs. L’une des pales de ce couple de pales est la première pale 3I, 4, ou obstacle d’intrados. Elle présente en effet son intrados à la surface S considérée. L’autre obstacle est le deuxième obstacle 4, 3E, ou obstacle d’extrados. Elle présente en effet son intrados à la surface S. Chaque « deuxième obstacle » 4, 3E est le « premier obstacle » 3I, 4 d’une surface voisine dans la figure 3 (puisque chaque obstacle 3E, 4, 31 présente un intrados et un extrados).
Dans la suite de la description on prend l’exemple de deux surfaces S référencées SI et SE. Plus précisément, deux couples d’obstacles consécutifs {31, 4} et {4, 3E} peuvent être définis (l’obstacle 4 étant commun aux deux couples), et les surfaces SI et SE sont deux surfaces distinctes, appelées respectivement première et deuxième surfaces, avantageusement chacune conforme à l’invention, et s’entendant entre les deux obstacles de chacun des deux couples respectivement.
De façon préférée, et conformément aux modes de réalisations préférés illustrés par les figures 4a, 4b, l’obstacle commun est une bifurcation 4, ce qui fait que les surfaces SE et SI s’étendent respectivement à l’intrados et à l’extrados de la bifurcation 4 (on comprendra en effet que les références SI et SE sont désignées par proximité avec les obstacles 31 et 3E pour faciliter la lecture du texte, et non pour signifier « surface d’extrados/d’intrados »). En d’autres termes :
- la pale 31 est le premier obstacle de la première surface SI ;
- la bifurcation 4 est le deuxième obstacle de la première surface SI et le premier obstacle de la deuxième surface SE ;
- la pale 3E est le deuxième obstacle de la deuxième surface SE.
Ailette
La ou les surfaces SE, SI non-axisymétriques de la présente pièce sont remarquables en ce qu’elles définissent au moins une ailette 5 à section sensiblement triangulaire.
Par « section sensiblement triangulaire », on entend que les ailettes 5 présentent deux faces obliques se rejoignant sur une arête dorsale, soit par un angle, soit par un raccord tangent. Les deux faces elles-mêmes se raccordent à la veine (reste de la surface S) soit par un angle soit par un raccord tangent. Chaque ailette 5 peut en outre présenter des extrémités biseautées.
ίο
On note que le fait de disposer des ailettes entre deux pales d’une pièce est connu. Mais les ailettes connues sont généralement soit des « lamelles » plates (voir par exemple les demandes de brevets EP1927723, JP6022002, US4023350), soit des bosses (voir le document EP2194232), c’est-à-dire en rien des à section sensiblement triangulaire au sens de la présente invention. En effet ces éléments connus (qui sont en général nombreux) n’ont pour rôle que d’agir comme barrière pour le flux incident, et générer des tourbillons.
La demande WO2015092306 propose quant à elle des vraies ailettes à section sensiblement triangulaire avec un rôle de guidage du flux d’air, destinées à un étage de compresseur. Cette géométrie est adaptable à une grille d’OGV mais s’avère inefficace au niveau des becs d’aigle.
Les présentes ailettes 5 se distinguent de celles du document WO2015092306 en leur position dans la veine. En effet, là où ces dernières sont disposées plutôt en aval par rapport à la direction d'écoulement du fluide, la ou les présentes ailettes 5 dépassent en amont des obstacles 3I, 4, 3E.
Plus précisément, chaque ailette 5 est associée à une position d’attaque et une position de fuite sur la surface S, entre lesquelles l’ailette 5 s’étend, telles que :
- ladite position d’attaque est en amont de chacun des bords d’attaque BA des obstacles voisins 3I, 4, 3E ;
- ladite position de fuite est en aval de chacun des bords d’attaque BA.
Plus précisément et comme l’on verra en détail plus loin, chaque obstacle 3I, 4, 3E présente un bord d’attaque BA et un bord de fuite BF. De façon préférée et comme expliqué, tous les obstacles 3I, 4, 3E présentent des bords d’attaque BA avec des positions axiales (i.e. selon l’axe longitudinal de la turbomachine) sensiblement identiques, et des bords de fuite BF avec des positions axiales différentes selon le type d’obstacle. Plus précisément, alors que tous les obstacles de type pale 3I, 3E présentent des bords de fuite BF avec des positions sensiblement identiques, les obstacles de type bifurcation 4 présentent des bords de fuite BF nettement en aval des bords de fuite BF des pales 31, 3E.
Ainsi, pour un couple d’obstacles 31, 4, 3E consécutifs, l’ailette 5 entre eux débute en amont des deux bords d’attaque BA du couple d’obstacles et termine en aval de ces deux bords d’attaque BA.
De façon préférée, il y a une ou deux ailettes 5 sur la veine (maximum trois), préférentiellement deux comme l’on voit sur les figures.
La demanderesse a en effet constaté que les présentes ailettes 5 « avancées vers l’amont » s’avèrent très efficaces pour éviter des décollements importants en pied, en particulier pour les pales d’OGV autour des bifurcations qui sont fortement chargés.
De plus, cette géométrie permet d’assurer une continuité avec d’autres ailettes (en particulier du type de celles du document WO2015092306) entre des pales de l’OGV, loin des bifurcations. Cette continuité préserve la capacité des ailettes à réduire le tourbillon de coin et l’écoulement de passage.
De façon préférée, chaque ailette 5 s’étend de façon sensiblement axiale dans la veine (et non sensiblement azimutalement, comme on pouvait le trouver pour des bossages dans l’état de la technique), voire présente une trace (c’est-à-dire une trajectoire) correspondant à la ligne moyenne de squelettes des premier et deuxième obstacles 3I, 4, 3E.
Il est à noter que les ailettes 5 offrent un autre avantage : elles peuvent être utilisées comme échangeur thermique pour faciliter le refroidissement de la pièce 1.
Double surface
Dans le mode de réalisation préféré où un obstacle est une bifurcation 4, comme expliqué de façon préférée deux surfaces S, dont une première surface SI et une deuxième surface SE, conformes à l’invention (i.e. présentant au moins une occurrence de ladite ailette 5) sont définies. La bifurcation 4 est entre les deux surfaces SI et SE (et l’ensemble est flanqué par les deux pales 31 et 3E)
Pour la première surface SI, une première pale 31 constitue le premier obstacle (i.e. lui présente son intrados), et la bifurcation 4 constitue son deuxième obstacle (i.e. lui présente son extrados). Pour la deuxième surface SE, bifurcation 4 constitue son premier obstacle (i.e. lui présente son intrados), et une deuxième pale 3E constitue son deuxième obstacle (i.e. lui présente son extrados).
On peut résumer en disant que dans ce mode de réalisation double, la pièce ou ensemble de pièce 1 comprend au moins trois obstacles 3I, 4, 3E, dont successivement une première pale 3I, une bifurcation 4 et une deuxième pale 3E, chacun présentant un bord d’attaque BA et un bord de fuite BF, et une plateforme 2 à partir de laquelle s’étendent les obstacles 3I, 4, 3E ; et présentant :
- entre l’intrados de la première pale 3I et l’extrados de la bifurcation 4, une première surface SI, et
- entre l’intrados de la bifurcation 4 et l’extrados de la deuxième pale 3E, une première surface SE, chacune des première et deuxième surfaces SE, SI étant non axisymétrique et définissant au moins une ailette 5 à section sensiblement triangulaire, chaque ailette 5 étant associée à une position d’attaque et une position de fuite sur la surface SI, SE, entre lesquelles l’ailette 5 s’étend, telles que :
- ladite position d’attaque est en amont de chacun des bords d’attaque BA ;
- ladite position de fuite est en aval de chacun des bords d’attaque BA.
Dimensions et position
Les ailettes 5 présentent avantageusement une largeur comprise entre 5% et 40% (préférentiellement entre 10% et 15%) de la distance entre l’intrados du premier obstacle 31 et l’extrados du deuxième obstacle 3E. La largeur considérée ici est la largeur maximale de la base de l’ailette 5 (qui est sensiblement constante, hormis au niveau des éventuels biseaux d’attaque et de fuite). Cette largeur et la distance entre l’intrados du premier obstacle 31, 4 et l’extrados du deuxième obstacle 4, 3E s’apprécient préférentiellement selon des plans parallèles aux plans extrémaux (en d’autres termes selon les courbes de constructions mentionnées précédemment). La largeur sera de l’ordre de 30% ou 40% par exemple pour des espacements faibles entre les obstacles.
De façon préférée, chaque ailette 5 présente par exemple une hauteur comprise entre 0.5% et 5% d’une hauteur de chacun des obstacles 31, 4, 3E. La hauteur d’ailette peut même être jusqu’à 15% de la hauteur de chacun des obstacles 3I, 4, 3E. Dans le mode de réalisation préférée d’une grille d’OGV, tous les obstacles 3I, 4, 3E sont fixes et présentent la même hauteur. Cependant, l’ailette peut présenter une hauteur variable en augmentant par exemple régulièrement entre 0.5% et 15% de l’amont vers l’aval.
Comme expliqué, chaque ailette 5 est en particulier définie par deux points extrémaux : une position d’attaque et une position de fuite sur la surface S, entre lesquelles l’ailette 5 s’étend (en particulier en suivant le squelette des obstacles 3I, 4, 3E).
La position d’attaque est définie dans le référentiel de la turbomachine par des coordonnées XBa et Yba, et la position de fuite par des coordonnées XBf et YBF. Ces coordonnées sont respectivement une coordonnée axiale (i.e. selon un axe longitudinal de la turbomachine orienté selon le sens de déplacement du flux gazeux) et une coordonnée azimutale (i.e. selon un axe orthogonal à la fois à la direction longitudinale de la turbomachine et à la direction radiale au point considéré, i.e. selon une direction tangente à la surface S mais orthogonale à la direction longitudinale) de la position. Sur les figures 4a et 4b, les axes longitudinal et azimutal sont respectivement orientés vers la droite et vers le haut de la figure. L’axe radial est normal au plan représenté.
La première coordonnée X désigne ainsi une position (axiale) le long d’une corde d’obstacle s’étendant d’un bord d’attaque BA à un bord de fuite BF de l’obstacle le plus « amont », exprimée en longueur relative (en d’autres termes, à X=0 correspond un alignement sur les bords d’attaque BA et X=1 correspond à un alignement avec le bord de fuite BF le plus en amont des bords de fuite BF des obstacles 3I, 4, 3E, i.e. celui d’une pale 3E, 3I et non d’une bifurcation 4).
Ces positions sont telles que :
- la position (axiale) d’attaque est située en amont de chacun des bords d’attaque BA (i.e. XBA < 0) et
- la position (axiale) de fuite est située en aval de chacun des bords d’attaque BA (i.e. XBF > 0) ;
Et de façon préférée, ces positions sont telles que :
- la différence entre la position (axiale) d’attaque et la position axiale de chacun des bords d’attaque BA est au maximum de 15% de la longueur relative de la corde d’obstacle 3I, 4, 3E s’étendant du bord d’attaque BA au bord de fuite BF de l’obstacle 3I, 4, 3E présentant le bord de fuite BF le plus en amont (i.e. XBA e [-0.15; 0[), et
- la position (axiale) de fuite située à au moins 50% (préférentiellement au moins 100%) de longueur relative de la corde d’obstacle 3I, 4, 3E (i.e. XBF > 0.5, voire XBF > 1). On comprendra que si la position de fuite est située à au moins 100% de la longueur relative de la corde, c’est qu’elle est en aval du bord de fuite BF de l’obstacle 3I, 4, 3E présentant le bord de fuite BF le plus en amont, i.e. que l’ailette 5 s’étend axialement en aval du bord de fuite BF d’un obstacle de type pale, comme on le voit par exemple sur la figure 4a.
Lorsqu’un du premier et du deuxième obstacle est une bifurcation 4, comme expliqué, il présente un point de courbure maximale (associé à une position axiale XCmax) sur sa face qui fait face à l’ailette 5, généralement au3059735 delà du bord de fuite BF de la pale 3E, 31 qui constitue l’autre obstacle bordant l’ailette 5 (i.e. l’obstacle le plus en amont). On a donc XCmax > 1
Ladite position de fuite de l’ailette 5 s’étend avantageusement sensiblement jusqu’audit point de courbure maximale de la bifurcation 4, i.e. XBF ~ XCmax, comme l’on voit sur l’exemple de la figure 4a.
La deuxième coordonnée Y désigne une position (azimutale) le long d’une largeur de canal s’étendant de l’intrados du premier obstacle 31, 4 à l’extrados du deuxième obstacle 31, 4, exprimée en longueur relative (en d’autres termes, Y=0 correspond à un point contre l’intrados du premier obstacle 31, 4 et Y=1 correspond à un point contre l’extrados du deuxième obstacle 4, 3E).
Et de façon préférée, ces positions sont telles que chacune des positions d’attaque et de fuite associées à une ailette 5 est située à une distance de l’intrados du premier obstacle 3I, 4 comprise entre 10% et 55% de la largeur de canal (i.e. YBA,YBF e [0.1,0.55]). Là où les ailettes 5 peuvent donc être réparties de façon équilibrée dans la veine, mais sont préférentiellement en moyenne plus proche de l’intrados du premier obstacle 31, 4, voir la figure 4b.
Dans le cas d’une unique ailette 5, de façon préférée elle sera sensiblement centrée dans la veine (voir figure 4a).
Par ailleurs, l’homme du métier pourra utiliser les caractéristiques avantageuses des ailettes de la demande WO2015092306 le cas échéant en les adaptant suivant ses connaissances générales.
Nombre d’ailettes
Les meilleurs résultats sont obtenus pour une ou deux ailettes 5. II est souhaitable de ne pas dépasser trois ailettes 5.
A deux ailettes, celles-ci peuvent être disposées au milieu de chacune des parties de plateforme 2 (comme l’on voit sur la figure 2), mais de façon préférée les ailettes 5 peuvent comme expliqué être plutôt du côté de la veine proche de l’obstacle d’intrados 31, 4.
Dans le mode de réalisation préféré de la figure 4b, une ailette principale 5 est disposée au milieu de la veine, et une ailette secondaire 5’, plus courte (et plus en aval : sa position d’attaque n’est pas nécessairement en amont du bord d’attaque BA des obstacles 31, 4, 3E) est disposée à l’extrados de l’ailette principale 5.
Dans le cas où une des ailettes 5 est disposée au milieu de la veine (positions d’attaque et de fuite associées à l’ailette 5 situées à une distance de l’intrados du premier obstacle 31, 4 à environ 50% de la largeur de canal), il est possible d’utiliser la structure de la plateforme 2 pour reconstituer cette ailette 5. Ainsi, si la plateforme 2 comprend une première partie de plateforme à partir de laquelle s’étendent la première pale 31 et une deuxième partie de plateforme à partir de laquelle s’étendent la deuxième pale 3E (i.e. plateforme 2 formée d’une pluralité d’organes élémentaires chacun supportant un obstacle 31, 4, 3E), le raccord entre ces deux parties consécutives de la plateforme 2 peut être prévu pour correspondre à la trace de l’ailette 5.
Un joint inter-plateforme protubérant de forme adaptée peut alors former l’ailette 5.
Cette solution présente de nombreux avantages, car elle ne nécessite que peu de modifications par rapport aux pièces connues et peut faciliter le montage/démontage en permettant des jeux tangentiels plus grands entre les parties de plateforme 2.
Alternativement ou en complément, au moins une ailette 5 est inhérente à la surface S.

Claims (15)

  1. REVENDICATIONS
    1. Pièce (1) ou ensemble de pièces de turbomachine comprenant au moins des premier et deuxième obstacles (3I, 4, 3E) chacun présentant un bord d’attaque (BA) et un bord de fuite (BF), et une plateforme (2) à partir de laquelle s’étendent les obstacles (3I, 4, 3E) ; caractérisée en ce que la plateforme (2) présente entre l’intrados du premier obstacle (3I, 4) et l’extrados du deuxième obstacle (4, 3E) une surface (S) non axisymétrique définissant au moins une ailette (5) à section sensiblement triangulaire, chaque ailette (5) étant associée à une position d’attaque et une position de fuite sur la surface (S), entre lesquelles l’ailette (5) s’étend, telles que :
    - ladite position d’attaque est en amont de chacun des bords d’attaque (BA) ;
    - ladite position de fuite est en aval de chacun des bords d’attaque (BA).
  2. 2. Pièce ou ensemble de pièces selon la revendication 1, dans laquelle l’ailette (5) présente une hauteur comprise entre 0,5% et 15% d’une hauteur de chacun des obstacles (3I, 4, 3E).
  3. 3. Pièce ou ensemble de pièces selon l’une des revendications 1 et 2, dans laquelle la position de fuite est située à au moins 50% de longueur relative d’une corde d’obstacle (3I, 4, 3E) s’étendant du bord d’attaque (BA) au bord de fuite (BF) de l’obstacle (3I, 4, 3E) présentant le bord de fuite (BF) le plus en amont.
  4. 4. Pièce ou ensemble de pièces selon la revendication 3, dans laquelle ladite position de fuite est en aval du bord de fuite (BF) de l’obstacle (3I, 4, 3E) présentant le bord de fuite (BF) le plus en amont.
  5. 5. Pièce ou ensemble de pièces selon l’une des revendications 1 à 4 dans laquelle ladite position d’attaque s’étend en amont de chacun des bords d’attaque (BA) de jusqu’à 15% de longueur relative d’une corde d’obstacle (3I, 4, 3E) s’étendant du bord d’attaque (BA) au bord de fuite (BF) de l’obstacle (3I, 4, 3E) présentant le bord de fuite (BF) le plus en amont.
  6. 6. Pièce ou ensemble de pièces selon l’une des revendications 1 à 5, dans laquelle un du premier et du deuxième obstacle (3I, 4, 3E) est une pale (3I, 3E) et l’autre est une bifurcation (4) présentant un bord de fuite (BF) en aval du bord d’attaque de ladite pale (3I, 3E).
  7. 7. Pièce ou ensemble de pièces selon la revendication 6, dans laquelle la bifurcation (4) présente sur son intrados ou son extrados face à ladite pale (3I, 3E) un point de courbure maximale en aval du bord de fuite (BF) de ladite pale (3I, 3E).
  8. 8. Pièce ou ensemble de pièces selon les revendications 4 et 7 en combinaison, dans laquelle ladite position de fuite s’étend axialement sensiblement jusqu’audit point de courbure maximale de la bifurcation (4).
  9. 9. Pièce ou ensemble de pièces selon l’une des revendications 6 à 8, comprenant au moins deux pales (3I, 3E) dont une première pale (3I) et une deuxième pale (3E), la plateforme (2) présente au moins deux surfaces (S) non axisymétriques définissant chacune ladite ailette (5) à section sensiblement triangulaire, dont une première surface (SI) pour laquelle la première pale (3I) forme le premier obstacle et la bifurcation (4) le deuxième obstacle, et une deuxième surface (SE) pour laquelle la bifurcation (4) forme le premier obstacle et la deuxième pale (3I) le deuxième obstacle.
  10. 10. Pièce ou ensemble de pièces selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle chaque ailette (5) présente une trace correspondant à la ligne moyenne des squelettes des premier et
    5 deuxième obstacles (3I, 4, 3E).
  11. 11. Pièce ou ensemble de pièces selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle la surface (S) définit une ou deux ailettes (5) côte à côte.
  12. 12. Pièce ou ensemble de pièces selon les revendications 9 et 11 en combinaison, dans laquelle chacune des première et deuxième surface (SI, SE) définit en outre une ailette secondaire (5’) plus courte que l’ailette (5), et située à l’extrados de ladite ailette (5).
  13. 13. Pièce ou ensemble de pièces selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle la plateforme (2) présente une forme annulaire le long de laquelle sont régulièrement disposées une pluralité d’obstacles (3I, 4, 3E).
  14. 14. Pièce ou ensemble de pièces selon la revendication 13, étant un redresseur de flux secondaire.
  15. 15. Turbomachine comprenant une pièce (1) ou ensemble 25 de pièces selon l’une des revendications précédentes.
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3108950A1 (fr) * 2020-04-01 2021-10-08 Safran Aircraft Engines Turbomachine a double flux pour un aeronef
WO2021250339A1 (fr) * 2020-06-12 2021-12-16 Safran Aircraft Engines Turbomachine comprenant un organe de séparation d'un flux d'air et un organe de redressement du flux d'air séparé

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2016217355A (ja) * 2015-05-22 2016-12-22 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 流れ混合ローブを含むターボ機械ディフューザ及びその方法
CN112282856B (zh) * 2020-10-26 2021-09-24 上海交通大学 一种用于抑制通道涡的涡轮叶片

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6213711B1 (en) * 1997-04-01 2001-04-10 Siemens Aktiengesellschaft Steam turbine and blade or vane for a steam turbine
US20090065645A1 (en) * 2007-02-05 2009-03-12 United Technologies Corporation Articles with reduced fluid dynamic drag
US20150044038A1 (en) * 2013-08-06 2015-02-12 MTU Aero Engines AG Blade cascade and turbomachine
WO2015092306A1 (fr) * 2013-12-18 2015-06-25 Snecma Pièce ou ensemble de pièces de turbomachine et turbomachine associée
WO2016128665A1 (fr) * 2015-02-09 2016-08-18 Snecma Ensemble de redressement d'air de turbomachine à performances aerodynamiques améliorées

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2839239A (en) * 1954-06-02 1958-06-17 Edward A Stalker Supersonic axial flow compressors
US3039736A (en) * 1954-08-30 1962-06-19 Pon Lemuel Secondary flow control in fluid deflecting passages
GB1291235A (en) * 1968-10-02 1972-10-04 Rolls Royce Fluid flow machine
US4023350A (en) 1975-11-10 1977-05-17 United Technologies Corporation Exhaust case for a turbine machine
DE3023466C2 (de) * 1980-06-24 1982-11-25 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Einrichtung zur Verminderung von Sekundärströmungsverlusten in einem beschaufelten Strömungskanal
US4785625A (en) * 1987-04-03 1988-11-22 United Technologies Corporation Ducted fan gas turbine power plant mounting
US5203163A (en) * 1990-08-01 1993-04-20 General Electric Company Heat exchange arrangement in a gas turbine engine fan duct for cooling hot bleed air
JP2949540B2 (ja) 1992-07-01 1999-09-13 富士通株式会社 装置内情報収集方式
US20070134086A1 (en) * 2003-12-03 2007-06-14 Mitsubishi Heavy Indusries Ltd. Impeller for compressor
DE102004036594A1 (de) * 2004-07-28 2006-03-23 Mtu Aero Engines Gmbh Strömungsstruktur für eine Gasturbine
FR2907519B1 (fr) * 2006-10-20 2011-12-16 Snecma Nageoire de plateforme de soufflante
DE102006057063B3 (de) 2006-11-28 2008-07-31 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Stator-Stufe eines Axialverdichters einer Strömungsmaschine mit Querlamellen zur Wirkungsgradsteigerung
DE102008060424A1 (de) 2008-12-04 2010-06-10 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungsmaschine mit Seitenwand-Grenzschicht-Barriere
US8182204B2 (en) * 2009-04-24 2012-05-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Deflector for a gas turbine strut and vane assembly
DE102010002394A1 (de) * 2010-02-26 2011-09-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Nebenstromkanal eines Turbofantriebwerks
DE102010014900A1 (de) * 2010-04-14 2011-10-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Nebenstromkanal eines Turbofantriebwerkes
US9068460B2 (en) * 2012-03-30 2015-06-30 United Technologies Corporation Integrated inlet vane and strut
FR3004749B1 (fr) * 2013-04-22 2015-05-08 Snecma Roue de stator, roue d'aubes de redresseur, turbomachine equipee d'une telle roue et procede de compensation de la distorsion dans une telle roue
US9938984B2 (en) * 2014-12-29 2018-04-10 General Electric Company Axial compressor rotor incorporating non-axisymmetric hub flowpath and splittered blades
FR3032495B1 (fr) * 2015-02-09 2017-01-13 Snecma Ensemble de redressement a performances aerodynamiques optimisees
GB201512838D0 (en) * 2015-07-21 2015-09-02 Rolls Royce Plc A turbine stator vane assembly for a turbomachine
GB201703422D0 (en) * 2017-03-03 2017-04-19 Rolls Royce Plc Gas turbine engine vanes

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6213711B1 (en) * 1997-04-01 2001-04-10 Siemens Aktiengesellschaft Steam turbine and blade or vane for a steam turbine
US20090065645A1 (en) * 2007-02-05 2009-03-12 United Technologies Corporation Articles with reduced fluid dynamic drag
US20150044038A1 (en) * 2013-08-06 2015-02-12 MTU Aero Engines AG Blade cascade and turbomachine
WO2015092306A1 (fr) * 2013-12-18 2015-06-25 Snecma Pièce ou ensemble de pièces de turbomachine et turbomachine associée
WO2016128665A1 (fr) * 2015-02-09 2016-08-18 Snecma Ensemble de redressement d'air de turbomachine à performances aerodynamiques améliorées

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3108950A1 (fr) * 2020-04-01 2021-10-08 Safran Aircraft Engines Turbomachine a double flux pour un aeronef
WO2021250339A1 (fr) * 2020-06-12 2021-12-16 Safran Aircraft Engines Turbomachine comprenant un organe de séparation d'un flux d'air et un organe de redressement du flux d'air séparé
FR3111394A1 (fr) * 2020-06-12 2021-12-17 Safran Aircraft Engines Turbomachine comprenant un organe de séparation d’un flux d’air et un organe de redressement du flux d’air séparé.

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US10690149B2 (en) 2020-06-23
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