FR3090033A1

FR3090033A1 - Ensemble d’aube directrice de sortie et de bifurcation pour turbomachine

Info

Publication number: FR3090033A1
Application number: FR1873247A
Authority: FR
Inventors: Laurent SOULAT; Julie LEBEAULT Eva
Original assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2018-12-18
Filing date: 2018-12-18
Publication date: 2020-06-19
Anticipated expiration: 2038-12-18
Also published as: FR3090033B1

Abstract

La présente invention décrit un ensemble pour une turbomachine comprenant : - une aube directrice de sortie (10), - une bifurcation (20) présentant une hauteur (25) suivant un axe radial (Y1) entre une face interne (6) d’un carter interne (5) et une face externe (8) d’un carter externe (7), - une paroi aérodynamique (30) raccordant un bord de fuite (12) de l’aube directrice de sortie (10) et un bord d’attaque (21) de la bifurcation (20),tel que la paroi aérodynamique (30) présente une hauteur (35) suivant l’axe radial (Y1) entre son bord radial interne (33) et une face externe (8) d’un carter externe (7) strictement inférieure à la hauteur (25) de la bifurcation (20). L’invention porte également sur une turbomachine comprenant une telle aube directrice de sortie (10), bifurcation (20) et/ou paroi aérodynamique (30). Figure pour l’abrégé : Fig. 6

Description

Titre de l’invention : ENSEMBLE D’AUBE DIRECTRICE DE SORTIE ET DE BIFURCATION POUR TURBOMACHINE

Domaine technique

[0001] La présente invention concerne un ensemble comprenant une aube directrice de sortie et une bifurcation pour turbomachine, notamment lorsque la turbomachine est équipée d’un mécanisme de réduction, ainsi qu’une turbomachine comprenant un tel ensemble. Technique antérieure

[0002] Un turboréacteur à double flux comprend généralement, d’amont en aval dans le sens de l’écoulement des gaz, une soufflante carénée et logée dans un carter de soufflante, un espace annulaire d’écoulement primaire et un espace annulaire d’écoulement secondaire. La masse d’air aspirée par la soufflante est donc divisée en un flux primaire, qui circule dans l’espace d’écoulement primaire, et en un flux secondaire, qui est concentrique avec le flux primaire et circule dans l’espace d’écoulement secondaire.

[0003] L’espace d’écoulement primaire traverse un corps primaire comprenant un ou plusieurs étages de compresseurs, par exemple un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, une chambre de combustion, un ou plusieurs étages de turbines, par exemple une turbine haute pression et une turbine basse pression, et une tuyère d’échappement des gaz.

[0004] Typiquement, la turbine haute pression entraîne en rotation le compresseur haute pression par l’intermédiaire d’un premier arbre, dit arbre haute pression, tandis que la turbine basse pression entraîne en rotation le compresseur basse pression et la soufflante par l’intermédiaire d’un deuxième arbre, dit arbre basse pression. L’arbre basse pression est généralement logé dans l’arbre haute pression, lesdits arbres étant fixés aux parties structurales du turboréacteur par l’intermédiaire de paliers.

[0005] Afin d’améliorer le rendement propulsif du turboréacteur et de réduire sa consommation spécifique ainsi que le bruit émis par la soufflante, il a été proposé des turboréacteurs présentant un taux de dilution (« bypass ratio » en anglais, qui correspond au rapport entre le débit du flux secondaire (froid) et le débit du flux primaire (chaud, qui traverse le corps primaire) élevé.

[0006] Pour atteindre de tels taux de dilution, la soufflante est découplée de la turbine basse pression, permettant ainsi d’optimiser indépendamment leur vitesse de rotation respective. Par exemple, le découplage peut être réalisé à l’aide d’un réducteur tel qu’un mécanisme de réduction épicycloïdal (« planetary gear reduction mecanism » en anglais) ou planétaire (« star gear reduction mecanism » en anglais), placé entre l’extrémité amont (par rapport au sens d’écoulement des gaz dans le turboréacteur) de l’arbre basse pression et la soufflante. La soufflante est alors entraînée par l’arbre basse pression par l’intermédiaire du mécanisme de réduction et d’un arbre supplémentaire, dit arbre de soufflante, qui est fixé entre le mécanisme de réduction et le disque de la soufflante.

[0007] Ce découplage permet ainsi de réduire la vitesse de rotation et le rapport de pression de la soufflante (« fan pressure ratio » en anglais), et d’augmenter la puissance extraite par la turbine basse pression. Grâce au mécanisme de réduction, l’arbre basse pression peut tourner à des vitesses de rotation plus élevées que dans les turboréacteurs conventionnels.

[0008] La figure 1 représente schématiquement une partie amont d’un turboréacteur avec mécanisme de réduction 2. De manière connue en soi, ce turboréacteur est équipé d’un redresseur secondaire, constitué d’aubes directrices de sortie 10 (ou OGV, acronyme anglais de Outlet Guide Vane). Ces aubes directrices de sortie 10 sont situées dans la partie froide du turboréacteur, en aval des aubes de soufflante 1 par rapport à la direction d’un flux d’air froid 4 dans la turbomachine. Elles visent à la fois à redresser le flux d’air froid 4 en provenance des aubes de soufflante 1, ainsi qu’à assurer la transmission d’une partie des efforts mécaniques du corps primaire vers le carter externe 7 au travers du flux d’air chaud 3.

[0009] Le mécanisme de réduction 2 est une pièce très fortement chargée. Les paliers par lesquels transitent les efforts entre le mécanisme de réduction 2 et l’arbre de soufflante d’une part, et entre le mécanisme de réduction 2 et l’arbre basse pression d’autre part, sont situés de part et d’autre de cette pièce 2. Par conséquent, afin d’optimiser le chemin d’effort, les aubes directrices de sortie 10 sont situées au droit du mécanisme de réduction 2, en aval des paliers de la soufflante et en amont des paliers de l’arbre basse pression. Les aubes directrices de sortie 10 sont alors proches des aubes de soufflante 1, ce qui peut être pénalisant pour des raisons de contraintes mécaniques et acoustiques. Par conséquent, les aubes directrices de sortie 10 peuvent être inclinées vers l’arrière par rapport à un axe radial Y du turboréacteur, afin d’éloigner leurs têtes 11 des aubes de soufflante 1 à position de pieds 12 fixée.

[0010] Un turboréacteur comprend également une ou plusieurs bifurcations, situées en aval des aubes directrices de sortie, à une position déterminée par un ensemble de contraintes. Les bifurcations visent à la fois à fournir un carénage intégrant un certain nombre d’éléments reliant le moteur à l’avion (de type canalisations, échangeurs de chaleurs, câbles électriques, arbres d’entraînement mécanique, pièces structurales du système de suspension du moteur, etc.), ainsi qu’à séparer le flux secondaire en plusieurs secteurs. Ainsi, les bifurcations sont des profils aérodynamiques de dimensions (épaisseur et corde) importantes.

[0011] Lorsque la distance selon l’axe longitudinal entre l’aube directrice de sortie et la bi furcation est faible, il peut être avantageux de les raccorder par un profil aérodynamique. En effet, un tel raccordement permet de minimiser les pertes aérodynamiques et de réduire les hétérogénéités transversales de pression statique remontant depuis l’aval vers la soufflante, et ainsi d’améliorer le rendement propulsif du turboréacteur.

[0012] Ainsi, les figures 2 et 3 représentent schématiquement un cas de l’art antérieur où l’aube directrice de sortie 10 en aval de l’aube de soufflante 1 est raccordée à la bifurcation 20 par une paroi aérodynamique 30. Une telle configuration intégrée est également décrite dans le document EP2169182.

[0013] Lorsque la distance selon l’axe longitudinal entre l’aube directrice de sortie et la bifurcation est importante, leur raccord par un profil aérodynamique a pour conséquence que les pertes par frottements le long de la paroi aérodynamique ajoutée pour réaliser l’intégration dépassent le gain conféré par l’intégration des deux éléments. Dans ce cas, le rendement propulsif du turboréacteur est meilleur sans profil aérodynamique, comme illustré schématiquement sur les figures 4 et 5, qui représentent un cas de l’art antérieur où l’aube directrice de sortie 10 en aval de l’aube de soufflante 1 n’est pas raccordée à la bifurcation 20 (configuration séparée).

[0014] Dans le cas où l’aube directrice de sortie est inclinée par rapport à l’axe radial du turboréacteur, le bord d’attaque de la bifurcation n’étant lui pas incliné par rapport à l’axe radial du turboréacteur, la distance selon l’axe longitudinal entre le bord de fuite de l’aube directrice de sortie et le bord d’attaque de la bifurcation est donc variable en fonction de la position sur l’axe radial. Ainsi, le pied de l’aube directrice de sortie sera plus éloigné de la bifurcation que sa tête. Une configuration intégrée ou séparée telle qu’existant dans l’art antérieur pourrait alors ne procurer un avantage que pour certaines positions sur l’axe radial, mais engendrer des pertes pour d’autres positions sur l’axe radial.

[0015] Il existe donc un besoin pour une configuration d’aube directrice de sortie et de bifurcation qui présente un rendement propulsif amélioré par rapport à l’art antérieur dans le cas où la distance entre ces deux éléments varie en fonction de la position sur l’axe radial.

Exposé de l’invention

[0016] Un but de l’invention est de de proposer une solution présentant un rendement propulsif amélioré par rapport à l’art antérieur pour une turbomachine dont la distance entre l’aube directrice de sortie et la bifurcation est variable en fonction de la position sur l’axe radial.

[0017] Selon un premier aspect, l’invention concerne un ensemble pour une turbomachine s’étendant selon un axe longitudinal, ledit ensemble comprenant :

- un carter interne présentant une face interne et un carter externe présentant une face externe, lesdites faces interne et externe délimitant une veine d’écoulement gazeux de flux secondaire dans la turbomachine,

- une aube directrice de sortie présentant un bord de fuite,

- une bifurcation présentant un bord d’attaque et une hauteur, ladite hauteur correspondant à une dimension suivant un axe radial à l’axe longitudinal entre la face interne du carter interne et la face externe du carter externe, où l’axe radial correspond à l’axe passant par le bord d’attaque de la bifurcation au niveau d’un pied de la bifurcation,

- une paroi aérodynamique raccordant le bord de fuite de l’aube directrice de sortie et le bord d’attaque de la bifurcation, l’ensemble étant caractérisé en ce que la paroi aérodynamique présente un bord radial interne et une hauteur, ladite hauteur correspondant à une dimension suivant l’axe radial entre le bord radial interne et la face externe du carter externe, la hauteur de la paroi aérodynamique étant strictement inférieure à la hauteur de la bifurcation.

[0018] Un tel ensemble permet d’intégrer ou de séparer l’aube directrice de sortie et la bifurcation en fonction de la hauteur de la paroi aérodynamique, qui peut être choisie selon des paramètres, par exemple de distance, relatifs à ces deux éléments. Ainsi, la présence d’une paroi aérodynamique de hauteur strictement inférieure à celle de la bifurcation permet de bénéficier des avantages des deux configurations. Le rendement propulsif de la turbomachine comportant un tel ensemble sera donc amélioré.

[0019] Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives de l’ensemble décrit cidessus sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison :

[0020] - pour une position sur l’axe radial donnée, la paroi aérodynamique raccorde le bord de fuite de l’aube directrice de sortie et le bord d’attaque de la bifurcation lorsqu’un rapport entre une distance suivant l’axe longitudinal entre le bord de fuite de l’aube directrice de sortie et un point d’épaisseur caractéristique du bord d’attaque de la bifurcation et une épaisseur caractéristique du bord d’attaque de la bifurcation est inférieur à un seuil prédéterminé,

[0021] - pour une position sur l’axe radial donnée, la paroi aérodynamique ne raccorde pas le bord de fuite de l’aube directrice de sortie et le bord d’attaque de la bifurcation lorsqu’un rapport entre une distance suivant l’axe longitudinal entre le bord de fuite de l’aube directrice de sortie et un point d’épaisseur caractéristique du bord d’attaque de la bifurcation et une épaisseur caractéristique du bord d’attaque de la bifurcation est supérieur à un seuil prédéterminé,

[0022] - l’aube directrice de sortie et la bifurcation présentent chacune une tête, la paroi aérodynamique s’étendant entre la tête de l’aube directrice de sortie et la tête de la bifurcation,

[0023] - une hauteur de la paroi aérodynamique est sensiblement constante entre le bord de fuite de l’aube directrice de sortie et le bord d’attaque de la bifurcation,

[0024] - une hauteur de la paroi aérodynamique varie entre le bord de fuite de l’aube directrice de sortie et le bord d’attaque de la bifurcation,

[0025] - une hauteur de la paroi aérodynamique augmente entre le bord de fuite de l’aube directrice de sortie et le bord d’attaque de la bifurcation,

[0026] - une hauteur de la paroi aérodynamique diminue entre le bord de fuite de l’aube directrice de sortie et le bord d’attaque de la bifurcation,

[0027] - une hauteur de la paroi aérodynamique diminue puis augmente entre le bord de fuite de l’aube directrice de sortie et le bord d’attaque de la bifurcation.

[0028] Selon un deuxième aspect, l’invention concerne une turbomachine comprenant une aube directrice de sortie, une bifurcation et/ou une paroi aérodynamique.

Brève description des dessins

[0029] D'autres aspects, buts et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui va suivre, donnée à titre d’exemple non limitatif, qui sera illustrée par les figures suivantes :

[0030] [fig-1] La figure 1, déjà commentée, est un schéma représentant une partie amont d’une turbomachine présentant une aube directrice de sortie inclinée, selon l’art antérieur.

[0031] [fig.2] La figure 2, déjà commentée, est un schéma représentant une coupe longitudinale d’une aube directrice de sortie et d’une bifurcation intégrées, selon l’art antérieur.

[0032] [fig.3] La figure 3, déjà commentée, est un schéma représentant une coupe transversale d’une aube directrice de sortie et d’une bifurcation intégrées, selon l’art antérieur.

[0033] [fig.4] La figure 4, déjà commentée, est un schéma représentant une coupe longitudinale d’une aube directrice de sortie et d’une bifurcation séparées, selon l’art antérieur.

[0034] [fig.5] La figure 5, déjà commentée, est un schéma représentant une coupe transversale d’une aube directrice de sortie et d’une bifurcation séparées, selon l’art antérieur.

[0035] [fig.6] La figure 6 est un schéma représentant une coupe longitudinale d’un ensemble d’aube directrice de sortie et de bifurcation conforme à un mode de réalisation de l’invention.

[0036] [fig.7] La figure 7 est un schéma représentant une coupe transversale d’une aube directrice de sortie et d’un bord d’attaque d’une aube de bifurcation selon un mode de réalisation de l’invention.

[0037] [fig-8] La figure 8 est un schéma représentant une coupe longitudinale d’un ensemble pour turbomachine selon un mode de réalisation de l’invention.

[0038] [fig.9] La figure 9 est un schéma représentant une vue en coupe selon le plan P6b d’un ensemble pour turbomachine selon un mode de réalisation de l’invention.

[0039] [fig.10] La figure 10 est un schéma représentant une vue en coupe selon le plan P6c d’un ensemble pour turbomachine selon un mode de réalisation de l’invention.

[0040] [fig.l 1] La figure 11 est un schéma représentant une coupe longitudinale d’un ensemble pour turbomachine selon un mode de réalisation de l’invention.

[0041] [fig.12] La figure 12 est un schéma représentant une vue en coupe selon le plan P7b d’un ensemble pour turbomachine selon un mode de réalisation de l’invention.

[0042] [fig.13] La figure 13 est un schéma représentant une coupe longitudinale d’un ensemble pour turbomachine selon un mode de réalisation de l’invention.

[0043] [fig. 14] La figure 14 est un schéma représentant une vue en coupe selon le plan P8b d’un ensemble pour turbomachine selon un mode de réalisation de l’invention.

[0044] [fig. 15] La figure 15 est un schéma représentant une coupe longitudinale d’un ensemble pour turbomachine selon un mode de réalisation de l’invention.

[0045] [fig. 16] La figure 16 est un schéma représentant une vue en coupe selon le plan P8b d’un ensemble pour turbomachine selon un mode de réalisation de l’invention. Description des modes de réalisation

[0046] Dans la présente demande, l'amont et l'aval sont définis par rapport au sens d'écoulement normal du gaz dans la soufflante à travers la turbomachine. Par ailleurs, on appelle axe longitudinal, l'axe X de symétrie radiale de la soufflante. La direction axiale correspond à la direction de l'axe X, et une direction radiale est une direction perpendiculaire à cet axe et passant par lui. De même, un plan axial est un plan contenant l'axe X et un plan radial est un plan perpendiculaire à cet axe X et passant par lui. La direction transversale est une direction perpendiculaire à l'axe X et ne passant pas par lui. Sauf précision contraire, les termes interne et externe, respectivement, sont utilisés en référence à une direction radiale de sorte que la partie ou la face interne d'un élément est plus proche de l'axe X que la partie ou la face externe du même élément.

[0047] La figure 6 représente un ensemble comprenant une aube directrice de sortie 10, une bifurcation 20 et une paroi aérodynamique 30 pour turbomachine. La turbomachine comprend un carter interne 5 présentant une face interne 6 et un carter externe 7 présentant une externe 8, les faces interne 6 et externe 8 délimitant respectivement à l’intérieur et à l’extérieur une veine d’écoulement gazeux de flux secondaire 4 dans la turbomachine.

[0048] La bifurcation 20 est positionnée au niveau du carter inter-compresseur du turbo réacteur ou en aval de celui-ci selon l’axe longitudinal X. Le carter inter-compresseur correspond à la partie du carter interne 5 s’étendant entre le compresseur basse pression et le compresseur haute pression.

[0049] La bifurcation 20 comprend un bord d’attaque 21 et un bord de fuite 22. Les bords d’attaque 21 et de fuite 22 de la bifurcation 20 sont raccordés par une paroi intrados et par une paroi extrados. Le bord d’attaque 21 est configuré pour s’étendre en regard de l'écoulement des gaz entrant dans la turbomachine. Il correspond à la partie antérieure d'un profil aérodynamique qui fait face au flux d'air et qui divise l'écoulement d'air en un écoulement d'intrados et en un écoulement extrados. Le bord de fuite 22 quant à lui correspond à la partie postérieure du profil aérodynamique, où se rejoignent les écoulements intrados et extrados. Les parois intrados et extrados de la bifurcation 20 définissent un profil présentant des dimensions configurées pour fournir un carénage intégrant un certain nombre d’éléments reliant le moteur à l’avion, ainsi qu’à séparer un flux d’air froid 4 en plusieurs secteurs.

[0050] La bifurcation 20 comprend un pied 23 de bifurcation 20 et une tête 24 de bifurcation 20. Le pied 23 de la bifurcation 20 peut être raccordé au carter interne 5, et sa tête 24 peut être raccordée au carter externe 7, au droit d’une structure de fixation à un aéronef.

[0051] Chaque bifurcation 20 présente une hauteur 25, qui correspond à sa dimension le long d’un axe radial Y1 passant par son bord d’attaque 21 au niveau de son pied 23.

[0052] L’aube directrice de sortie 10 comprend un bord d’attaque 11 et un bord de fuite 12. Les bords d’attaque 11 et de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 sont raccordés par une paroi intrados et par une paroi extrados. Les parois intrados et extrados de l’aube directrice de sortie 10 définissent un profil présentant des dimensions adaptées pour redresser le flux d’air froid 4 en aval des aubes de soufflante 1, ainsi qu’à assurer la transmission d’une partie des efforts mécaniques au travers d’un flux d’air chaud 3 vers le carter externe 7.

[0053] L’aube directrice de sortie 10 comprend également un pied 13 et une tête 14. Le pied 13 de l’aube directrice de sortie 10 est raccordé au carter interne 5 du turboréacteur qui sépare le flux primaire 3 et le flux secondaire 4, et sa tête 14 est raccordée au carter externe 7.

[0054] Chaque aube directrice de sortie 10 présente une hauteur 15, qui correspond à sa dimension le long d’un axe radial Y2 passant par son bord d’attaque 11 au niveau de son pied 13.

[0055] Le bord d’attaque 11 de l’aube directrice de sortie 10 présente un angle a non nul par rapport à l’axe radial Y2. Le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 est sensiblement aligné avec son bord d’attaque 11, et présente donc également un angle a non nul par rapport à l’axe radial Y2.

[0056] Ainsi, une distance axiale selon l’axe longitudinal X entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 varie en fonction d’une position sur l’axe radial Yl, dite position radiale.

[0057] La paroi aérodynamique 30 raccorde le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20.

[0058] La paroi aérodynamique 30 comprend une paroi aérodynamique intrados et une paroi aérodynamique extrados. La paroi aérodynamique intrados définit un profil adapté pour raccorder la paroi intrados de l’aube directrice de sortie 10 depuis son bord de fuite 12 avec la paroi intrados de la bifurcation 20 depuis son bord d’attaque 21. La paroi aérodynamique extrados définit un profil adapté pour raccorder la paroi extrados de l’aube directrice de sortie 10 depuis son bord de fuite 12 avec la paroi extrados de la bifurcation 20 depuis son bord d’attaque 21.

[0059] La paroi aérodynamique 30 comprend également une partie radialement interne et une partie radialement externe. La partie radialement externe de la paroi aérodynamique 30 peut être raccordée au carter externe 7. Selon un mode de réalisation, la partie radialement externe de la paroi aérodynamique 30 raccorde la tête 14 de l’aube directrice de sortie 10 au niveau de son bord de fuite 12 avec la tête 24 de la bifurcation 20 au niveau de son bord d’attaque 21. La partie radialement interne de la paroi aérodynamique 30 est opposée à sa partie radialement externe suivant l’axe radial Yl et s’étend à distance du carter interne 5.

[0060] La paroi aérodynamique 30 présente un bord radial interne 33 et un bord radial externe 34. La paroi aérodynamique 30 présente une hauteur 35 correspondant à la dimension le long de l’axe radial Y1 entre son bord radial interne 33 et la face externe 8 du carter externe 7.

[0061] Dans un premier mode de réalisation illustré par exemple en figures 8, 9 et 10, la hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 est sensiblement constante entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20. Cette hauteur 35 peut être constante pour au moins une partie de l’espacement entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20. Néanmoins, dans le but de minimiser les impacts aérodynamiques, le bord interne 33 peut être sensiblement courbe pour suivre la forme du carter interne 5 délimitant radialement à l’intérieur la veine d’écoulement secondaire 4.

[0062] Toutefois, une somme des aires des profils de l’aube directrice de sortie 10, de la bifurcation 20 et de la paroi aérodynamique 30 présente alors une discontinuité le long de l’axe radial Yl au niveau du bord radial interne 33 de la paroi aérodynamique 30.

[0063] Selon un deuxième mode de réalisation, la hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 varie entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20. Cette hauteur 35 est alors variable pour au moins une partie de l’espacement entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20.

[0064] Quel que soit le mode de réalisation, la hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 est strictement inférieure à la hauteur 25 de la bifurcation 20 en tout point de l’axe longitudinal X.

[0065] Ainsi, le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 ne sont pas raccordés par la paroi aérodynamique 30 sur toute leur hauteur 15, 25. Deux zones distinctes peuvent être définies : une première zone 101, dite zone intégrée, et une deuxième zone 102, dite zone séparée.

[0066] Dans le premier mode de réalisation, la zone intégrée 101 englobe les parties de l’aube directrice d’entrée 10, de la bifurcation 20 et de la paroi aérodynamique 30 pour lesquelles le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 sont raccordés par la paroi aérodynamique 30. La zone intégrée 101 comprend donc les têtes 14, 24 de l’aube directrice d’entrée 10 et de la bifurcation 20, respectivement, ainsi que la paroi aérodynamique 30.

[0067] La zone séparée 102 englobe les parties de l’aube directrice d’entrée 10 et de la bifurcation 20 pour lesquelles le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 ne sont pas raccordés par la paroi aérodynamique 30.

[0068] Ainsi qu’illustré en figure 7, la hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30, c’est-à-dire la hauteur sur laquelle la paroi aérodynamique 30 raccorde le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20, peut être déterminée notamment en fonction de la variation le long de l’axe Y1 de la distance axiale L entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et un point 26 d’épaisseur caractéristique E du bord d’attaque 21 de la bifurcation 20, et d’une épaisseur caractéristique E de la bifurcation 20.

[0069] Pour une position sur l’axe Y1 donnée, un point de tangence intrados correspond à une intersection entre une tangente à la paroi intrados de la bifurcation 20 issue du bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10, et la paroi intrados de la bifurcation 20. De même, un point de tangence extrados correspond à une intersection entre une tangente à la paroi extrados de la bifurcation 20 issue du bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10, et la paroi extrados de la bifurcation 20.

[0070] Dans un exemple de réalisation illustré en figure 7, le point de tangence intrados présente une même position sur l’axe X que le point de tangence extrados. Alors, une position sur l’axe X du point 26 d’épaisseur caractéristique E correspond à la position sur l’axe X des points de tangence intrados et extrados. L’épaisseur caractéristique E correspond à une distance entre la paroi intrados et la paroi extrados de la bifurcation 20 au niveau du point 26 d’épaisseur caractéristique E, c’est-à-dire à une distance entre le point de tangence intrados et le point de tangence extrados.

[0071] Dans un autre exemple de réalisation, le point de tangence intrados et le point de tangence extrados présentent des positions différentes sur l’axe X. De préférence, une position sur l’axe X du point 26 d’épaisseur caractéristique E correspond alors à la position la plus amont sur l’axe X parmi le point de tangence intrados et le point de tangence extrados. L’épaisseur caractéristique E correspond à une distance entre la paroi intrados et la paroi extrados de la bifurcation 20 au niveau du point 26 d’épaisseur caractéristique E.

[0072] Pour une position sur l’axe radial Y1 donnée, la paroi aérodynamique 30 peut raccorder le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 lorsqu’un rapport L/E entre la distance L suivant l’axe longitudinal X entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le point 26 d’épaisseur caractéristique E du bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 et une épaisseur caractéristique E est inférieur à un seuil prédéterminé.

[0073] Pour une position sur l’axe radial Y1 donnée, la paroi aérodynamique 30 peut ne pas raccorder le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 lorsqu’un rapport L/E entre la distance L suivant l’axe longitudinal X entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le point 26 d’épaisseur caractéristique E du bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 et une épaisseur caractéristique E est supérieur à un seuil prédéterminé.

[0074] La position sur l’axe Y1 correspondant au point pour lequel le rapport L/E est égal au seuil prédéterminé correspond alors à la position du bord radial interne 33 de la paroi aérodynamique 30.

[0075] Le seuil prédéterminé peut résulter d’un compromis entre la réduction des pertes aérodynamiques et des hétérogénéités transversales de pression statique remontant depuis l’aval vers la soufflante dans le cas d’une configuration intégrée, et l’augmentation des pertes par frottements le long de la paroi aérodynamique 30 propre à cette configuration intégrée. Le seuil prédéterminé peut notamment dépendre du nombre d’aubes directrices de sortie 10 et de bifurcations 20, de l’évolution de l’épaisseur de la bifurcation 20 le long de l’axe Y1, ou de tout autre paramètre. Le seuil prédéterminé peut être compris entre 1 et 5, de préférence entre 1,5 et 2,5. Dans la zone intégrée 101, l’air sortant de la soufflante et formant le flux froid 4 est redressé par l’aube directrice de sortie 10, s’écoule le long de la paroi aérodynamique 30, avant d’être séparé en plusieurs secteurs par la bifurcation 20.

[0076] Un tel seuil prédéterminé permet de ne raccorder le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 au bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 que lorsque les gains procurés par la configuration intégrée en surpassent les pertes. Dans le cas contraire, l’aube directrice de sortie 10 et la bifurcation 20 sont séparées. Le rendement propulsif est donc optimisé quelle que soit la configuration des deux éléments 10, 20.

[0077] Dans le deuxième mode de réalisation, la hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 est variable le long de l’axe X entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20.

[0078] Cette variation de la hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 permet d’assurer une transition le long de l’axe radial Y1 entre la zone intégrée 101 et la zone séparée 102 et de réduire voire de supprimer la discontinuité le long de l’axe radial Y1 au niveau du passage de la zone intégrée 101 à la zone séparée 102. Cela crée alors une troisième zone 103 dite zone de transition, distincte des deux premières zones 101, 102 et s’étendant entre la zone intégrée 101 et la zone séparée 102.

[0079] La zone de transition 103 englobe donc les parties de l’aube directrice d’entrée 10, de la bifurcation 20 et de la paroi aérodynamique 30, pour lesquelles la surface radiale de la paroi aérodynamique 30 délimitée par deux plans circonférentiels parallèles à l’axe X qui coupent ladite paroi 30, est strictement inférieure à la surface entre ces plans qui s’étend entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 23 de la bifurcation 20.

[0080] Pour une position donnée sur l’axe Yl, tant que le rapport entre la distance axiale entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 est inférieur à un seuil prédéterminé, dit seuil d’intégration, la paroi aérodynamique 30 relie l’aube directrice de sortie 10 et la bifurcation 20. Notamment, tant que le rapport L/E entre la distance axiale L entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le point 26 d’épaisseur caractéristique E du bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 et l’épaisseur caractéristique E est inférieur à un seuil prédéterminé, dit d’intégration, la paroi aérodynamique 30 peut relier l’aube directrice de sortie 10 et la bifurcation 20.

[0081] Le cas échéant, le seuil d’intégration peut être identique au seuil prédéterminé.

[0082] La position sur l’axe Y1 correspondant au point pour lequel le rapport est égal au seuil d’intégration correspond au début de la zone de transition 103.

[0083] Pour une position donnée le long de l’axe Yl, tant que le rapport L/E entre la distance axiale L entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le point 26 d’épaisseur caractéristique E du bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 et l’épaisseur caractéristique E est supérieur à un seuil prédéterminé, dit seuil de séparation, l’aube directrice de sortie 10 et la bifurcation 20 sont séparées.

[0084] Les seuils d’intégration et de séparation sont prédéterminés de sorte à ce que la hauteur de la zone de transition 103 assure une transition régulière entre la zone séparée 101 et la zone intégrée 102. Dans la zone de transition 103, le rapport L/E entre la distance axiale L entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le point 26 d’épaisseur caractéristique E et l’épaisseur caractéristique E du bord d’attaque de la bifurcation 20 est donc compris entre le seuil d’intégration et le seuil de séparation.

[0085] Notamment, plus la distance axiale L entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le point 26 d’épaisseur caractéristique E est élevée, ou plus l’épaisseur caractéristique E est élevée, alors plus la hauteur de zone de transition 103 peut être élevée, c’est-à-dire plus le seuil d’intégration et le seuil de séparation peuvent être éloignés. Le cas échéant, le seuil de séparation peut être identique au seuil prédéterminé.

[0086] La zone de transition 103 est conçue pour assurer un raccord aérodynamique entre les zones intégrée 101 et séparée 102. Elle permet notamment de réduire voire de supprimer la discontinuité le long de l’axe radial Y1 de la somme des aires des profils de l’aube directrice de sortie 10, de la bifurcation 20 et de la paroi aérodynamique 30 au niveau du passage de la zone intégrée 101 à la zone séparée 102. Ainsi, les pertes aérodynamiques et la distorsion induites par l’ensemble formé par l’aube directrice de sortie 10 et la bifurcation 20 sont minimisées, et le rendement du moteur est optimisé.

[0087] Dans le but de minimiser les perturbations de l’écoulement liées au passage de la zone intégrée 101 à la zone séparée 102, la paroi aérodynamique 30 dans la zone de transition 103 est lisse et présente une géométrie régulière au sens des évolutions de courbure, de corde, et d’épaisseurs des surfaces et des volumes.

[0088] Selon une première forme de réalisation illustrée en figures 11 et 12, la hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 augmente le long de l’axe longitudinal X entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20.

[0089] La hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 peut être sensiblement constante au voisinage du bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et égale à la hauteur de la zone d’intégration 101, puis augmenter de façon continue et monotone jusqu’à atteindre le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20. Ceci n’est cependant pas limitatif, d’autres configurations de variation de hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 étant possibles. Par exemple, la hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 pourrait augmenter de façon strictement croissante, ou augmenter de façon discontinue et/ou non monotone, entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20.

[0090] Dans cette forme de réalisation, la paroi aérodynamique 30 dans la zone de transition 103 n’est raccordée qu’au bord d’attaque 21 de la bifurcation 20, et n’est pas raccordée au bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10.

[0091] Dans un plan défini par les axes X et Y1, le bord radial interne 33 de la paroi aérodynamique 30 peut être droit ou courbe et présenter, lorsque la hauteur 35 de la paroi aérodynamique augmente, une inclinaison moyenne par rapport à l’axe X supérieure à 45°, de préférence supérieure à 75°. Egalement, dans un plan normal à l’axe X, les bords intrados et extrados de la paroi aérodynamique 30 peuvent présenter une inclinaison moyenne par rapport à l’axe X supérieure à 45°, de préférence supérieure à 75°. Ainsi, pour un écoulement sensiblement dirigé selon l’axe X, le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 prolongé par la paroi aérodynamique 30 dans la zone de transition 103 reste sensiblement perpendiculaire à l’écoulement.

[0092] La paroi aérodynamique 30 prolonge le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 en augmentant sa corde et son épaisseur. Les dimensions de la paroi aérodynamique 30 dans la zone de transition 103 sont cohérentes de celles de la bifurcation 20, augmentant progressivement depuis la position radiale à la limite de la zone séparée 102, jusqu’à la position radiale à la limite de la zone intégrée 101.

[0093] La modification du profil du bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 par le biais de la paroi aérodynamique 30 en une position radiale donnée reste dans les limites du profil théorique 36 qui serait obtenu en cette position radiale dans le cas où l’aube directrice de sortie 10 et la bifurcation 20 étaient intégrées. Ainsi, la continuité avec la zone intégrée 101 est assurée. De préférence, la continuité avec la zone séparée 102 est également assurée par le profil de la paroi aérodynamique 30, qui présente alors des dimensions nulles à la position radiale à la limite de la zone séparée 102.

[0094] Raccorder la paroi aérodynamique 30 dans la zone de transition 103 à la bifurcation 20 est avantageux en termes d’aérodynamisme, et donc de rendement propulsif. En effet, le profil de la bifurcation 20 présente une épaisseur et une corde importantes, ainsi qu’une cambrure réduite. Ce profil peut par conséquent être modifié de manière conséquente sans induire de perturbations préjudiciables à l’écoulement. Cela n’est pas le cas par exemple du profil de l’aube directrice de sortie 10, dont les dimensions sont plus restreintes et la cambrure plus importante.

[0095] Selon une deuxième forme de réalisation illustrée en figures 13 et 14, la hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 diminue le long de l’axe longitudinal X entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20.

[0096] La hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 peut diminuer de façon continue et monotone jusqu’au voisinage du bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 où elle devient égale à la hauteur de la zone d’intégration 101, puis rester sensiblement constante. Ceci n’est cependant pas limitatif, d’autres configurations de variation de hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 étant possibles. Par exemple, la hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 pourrait diminuer de façon strictement décroissante, ou diminuer de façon discontinue et/ou non monotone, entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20.

[0097] Dans ce mode de réalisation, la paroi aérodynamique 30 dans la zone de transition 103 n’est raccordée qu’au bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10, et n’est pas raccordée au bord d’attaque 21 de la bifurcation 20.

[0098] Dans un plan défini par les axes X et Y1, le bord radial interne 33 de la paroi aérodynamique 30 peut être droit ou courbe et présenter, lorsque la hauteur 35 de la paroi aérodynamique diminue, une inclinaison moyenne par rapport à l’axe X supérieure à 45°, de préférence supérieure à 75°. Egalement, dans un plan normal à l’axe X, les bords intrados et extrados de la paroi aérodynamique 30 peuvent présenter une inclinaison moyenne par rapport à l’axe X supérieure à 45°, de préférence supérieure à 75°. Ainsi, pour un écoulement sensiblement dirigé selon l’axe X, le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 dans la zone de transition 103 reste sensiblement perpendiculaire à l’écoulement.

[0099] La paroi aérodynamique 30 prolonge le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 en augmentant de préférence sa corde, ce qui conduit à décaler le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 vers l’aval.

[0100] La corde de la paroi aérodynamique 30 dans la zone de transition 103 augmente progressivement depuis la position radiale à la limite de la zone séparée 102, jusqu’à la position radiale à la limite de la zone intégrée 101.

[0101] En revanche, la paroi aérodynamique 30 n’augmente de préférence pas ou peu l’épaisseur du bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10. En effet, un bord de fuite 12 épaissi pourrait induire des pertes de sillage supplémentaires. Cette limitation dans l’augmentation de l’épaisseur du bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 conduit à une transition avec la zone intégrée 101 moins progressive que dans la première forme de réalisation, la paroi aérodynamique 30 présentant alors une épaisseur faible devant l’épaisseur E caractéristique du bord d’attaque 21 de la bifurcation 20.

[0102] La modification du profil du bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 par le biais de la paroi aérodynamique 30 en une position radiale donnée reste dans les limites du profil théorique 36 qui serait obtenu en cette position radiale dans le cas où l’aube directrice de sortie 10 et la bifurcation 20 étaient intégrées. Ainsi, la continuité avec la zone intégrée 101 est assurée. De préférence, la continuité avec la zone séparée 102 est également assurée par le profil de la paroi aérodynamique 30, qui présente alors des dimensions nulles à la position radiale à la limite de la zone séparée 102.

[0103] Selon une troisième forme de réalisation illustrée en figures 15 et 16, la hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 le long de l’axe longitudinal X diminue puis augmente entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20.

[0104] La hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 peut diminuer de façon continue et monotone depuis le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 jusqu’à atteindre un point de hauteur 35 minimale de paroi aérodynamique 30, puis augmenter de façon continue et monotone depuis le point de hauteur 35 minimale de paroi aérodynamique jusqu’au bord d’attaque 21 de la bifurcation 20. Le point de hauteur minimale peut être déterminé de façon à minimiser la taille des zones de transition 103 de l’aube directrice de sortie 10 et de la bifurcation 20.

[0105] Ceci n’est cependant pas limitatif, d’autres configurations de variation de hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 étant possibles. Par exemple, la hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 pourrait être sensiblement constante au voisinage du bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10, du bord d’attaque 21 de la bifurcation 20, et/ou du point de hauteur 35 minimale. La hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 pourrait diminuer puis augmenter de façon discontinue et/ou non monotone. Il pourrait par ailleurs exister plusieurs points présentant des minima locaux de hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20.

[0106] Dans cette forme de réalisation, la paroi aérodynamique 30 peut s’étendre sur tout ou partie de la hauteur de la zone de transition 103 au niveau du bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et/ou du bord d’attaque 21 de la bifurcation 20. Par hauteur de la zone de transition 103, on comprendra ici la dimension selon l’axe Y1 entre la zone intégrée 101 et la zone séparée 102.

[0107] La paroi aérodynamique 30 peut prolonger le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 selon les contraintes évoquées dans les paragraphes précédents.

[0108] Dans l’exemple illustré en figures 15 et 16, seule la partie aval de la paroi aérodynamique 30 est raccordée sur toute la hauteur de la zone de transition 103, sa partie amont s’étendant uniquement dans une portion supérieure de la zone de transition 103. A la position radiale à la limite avec la zone intégrée 101, la prolongation du bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 s’étend depuis le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 jusqu’au point de hauteur 35 de paroi aérodynamique 30 minimale, et la prolongation du bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 s’étend depuis le point de hauteur 35 de paroi aérodynamique 30 minimale jusqu’au bord d’attaque 21 de la bifurcation 20.

[0109] D’autres modes de réalisation peuvent être envisagés.

[0110] Par exemple, la partie radialement externe de la paroi aérodynamique 30 dans l’un des modes de réalisation décrits ci-dessus pourrait ne pas être raccordée au carter externe 7.

[0111] En variante, l’aube directrice de sortie 10 pourrait être inclinée vers l’avant et non vers l’arrière. La paroi aérodynamique 30 pourrait alors s’étendre entre le pied 13 de l’aube directrice de sortie 10 et le pied 23 de la bifurcation 20, l’ensemble étant adapté en conséquence.

[0112] En variante, l’aube directrice de sortie 10 pourrait présenter une partie interne orientée vers l’arrière et une partie externe orientée vers l’avant. Alors, la paroi aérodynamique 30 pourrait n’être raccordée ni au carter interne 5 ni au carter externe 7, l’ensemble pour turbomachine présentant deux zones séparées 102 situées pour l’une à proximité du carter interne 5 et pour l’autre à proximité du carter externe 7, une zone intégrée 101 étant située entre les deux zones séparées 102.

[0113] En variante, l’aube directrice de sortie 10 pourrait présenter une partie interne orientée vers l’avant et une partie externe orientée vers l’arrière. Alors, l’ensemble pour turbomachine pourrait présenter deux zones intégrées 101 avec deux parois aérodynamiques 30, une première paroi aérodynamique 30 s’étendant entre le pied 13 de l’aube directrice de sortie 10 et le pied 23 de la bifurcation 20 et une deuxième paroi aérodynamique 30 s’étendant entre la tête 14 de l’aube directrice de sortie 10 et la tête 24 de la bifurcation 20, une zone séparée 102 étant située entre les deux zones intégrées 101.

[0114] En variante, le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 pourrait être incliné par rapport à l’axe radial Yl et le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 ne pas être incliné par rapport à l’axe radial Yl. En variante, le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 et le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 pourraient être tous deux inclinés par rapport à l’axe radial Yl, avec une inclinaison différente, ce qui engendrerait également une distance selon l’axe longitudinal X entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 variable en fonction de la position sur l’axe radial Yl.

Claims

Revendications [Revendication 1] Ensemble pour une turbomachine s’étendant selon un axe longitudinal (X), ledit ensemble comprenant : - un carter interne (5) présentant une face interne (6) et un carter externe (7) présentant une face externe (8), lesdites faces interne (6) et externe (8) délimitant une veine d’écoulement gazeux de flux secondaire (4) dans la turbomachine, - une aube directrice de sortie (10) présentant un bord de fuite (12), - une bifurcation (20) présentant un bord d’attaque (21) et une hauteur (25), ladite hauteur (25) correspondant à une dimension suivant un axe radial (Yl) à l’axe longitudinal (X) entre la face interne (6) du carter interne (5) et la face externe (8) du carter externe (7), où l’axe radial (Y 1) correspond à l’axe passant par le bord d’attaque (21) de la bifurcation (20) au niveau d’un pied (23) de la bifurcation (20), - une paroi aérodynamique (30) raccordant le bord de fuite (12) de l’aube directrice de sortie (10) et le bord d’attaque (21) de la bifurcation (20), l’ensemble étant caractérisé en ce que la paroi aérodynamique (30) présente un bord radial interne (33) et une hauteur (35), ladite hauteur (35) correspondant à une dimension suivant l’axe radial (Yl) entre le bord radial interne (33) et la face externe (8) du carter externe (7), la hauteur (35) de la paroi aérodynamique (30) étant strictement inférieure à la hauteur (25) de la bifurcation (20). [Revendication 2] Ensemble selon la revendication 1, dans lequel, pour une position sur l’axe radial (Yl) donnée, la paroi aérodynamique (30) raccorde le bord de fuite (12) de l’aube directrice de sortie (10) et le bord d’attaque (21) de la bifurcation (20) lorsqu’un rapport entre une distance suivant l’axe longitudinal (X) entre le bord de fuite (12) de l’aube directrice de sortie (10) et un point (26) d’épaisseur caractéristique (E) du bord d’attaque (21) de la bifurcation (20) et une épaisseur caractéristique (E) du bord d’attaque (21) de la bifurcation (20) est inférieur à un seuil prédéterminé. [Revendication 3] Ensemble selon la revendication 1 ou 2, dans lequel, pour une position sur l’axe radial (Yl) donnée, la paroi aérodynamique (30) ne raccorde pas le bord de fuite (12) de l’aube directrice de sortie (10) et le bord d’attaque (21) de la bifurcation (20) lorsqu’un rapport entre une distance suivant l’axe longitudinal (X) entre le bord de fuite (12) de l’aube di-

rectrice de sortie (10) et le point (26) d’épaisseur caractéristique (E) du bord d’attaque (21) de la bifurcation (20) et une épaisseur caractéristique (E) du bord d’attaque (21) de la bifurcation (20) est supérieur à un seuil prédéterminé. [Revendication 4] Ensemble selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel l’aube directrice de sortie (10) et la bifurcation (20) présentent chacune une tête (14, 24), la paroi aérodynamique (30) s’étendant entre la tête (14) de l’aube directrice de sortie (10) et la tête (24) de la bifurcation (20). [Revendication 5] Ensemble selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel une hauteur (35) de la paroi aérodynamique (30) est sensiblement constante entre le bord de fuite (12) de l’aube directrice de sortie (10) et le bord d’attaque (21) de la bifurcation (20). [Revendication 6] Ensemble selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel une hauteur (35) de la paroi aérodynamique (30) varie entre le bord de fuite (12) de l’aube directrice de sortie (10) et le bord d’attaque (21) de la bifurcation (20). [Revendication 7] Ensemble selon la revendication 6, dans lequel une hauteur (35) de la paroi aérodynamique (30) augmente entre le bord de fuite (12) de l’aube directrice de sortie (10) et le bord d’attaque (21) de la bifurcation (20). [Revendication 8] Ensemble selon la revendication 6, dans lequel une hauteur (35) de la paroi aérodynamique (30) diminue entre le bord de fuite (12) de l’aube directrice de sortie (10) et le bord d’attaque (21) de la bifurcation (20). [Revendication 9] Ensemble selon la revendication 6, dans lequel une hauteur (35) de la paroi aérodynamique (30) diminue puis augmente entre le bord de fuite (12) de l’aube directrice de sortie (10) et le bord d’attaque (21) de la bifurcation (20). [Revendication 10] Turbomachine comprenant un ensemble selon l’une des revendications précédentes.

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