FR3100287A1 - Improved turbofan engine - Google Patents
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Abstract
Turboréacteur à double flux amélioré Turboréacteur (1)comprenant un flux primaire (F1) et un flux secondaire (F2), le turboréacteur (1) présentant un axe principal (Z-Z) et comprenant successivement un compresseur (12), une chambre de combustion (14) et une turbine (16) définissant le flux primaire, et une pluralité d’ensembles d’aubes (18) positionnés successivement dans le flux primaire (F1), en aval de la turbine (16), chaque ensemble d’aube (18) comprenant une pluralité d’aubes s’étendant radialement autour de l’axe principal (Z-Z), entre un diamètre interne et un diamètre externe caractérisé en ce que tout ou partie des ensembles d’aubes (18) présente un segment interne (18i) et un segment externe (18x) configurés de manière à définir respectivement un écoulement aval ayant un angle de giration inférieur à 5° et un écoulement aval ayant un angle de giration supérieur à 5°. Figure pour l’abrégé : Fig. 4.Improved bypass turbojet Turbine engine (1) comprising a primary stream (F1) and a secondary stream (F2), the turbojet (1) having a main axis (ZZ) and successively comprising a compressor (12), a combustion chamber ( 14) and a turbine (16) defining the primary flow, and a plurality of sets of blades (18) positioned successively in the primary flow (F1), downstream of the turbine (16), each set of blades ( 18) comprising a plurality of blades extending radially around the main axis (ZZ), between an internal diameter and an external diameter characterized in that all or part of the sets of blades (18) has an internal segment ( 18i) and an outer segment (18x) configured to respectively define a downstream flow having an angle of gyration less than 5 ° and a downstream flow having an angle of gyration greater than 5 °. Figure for the abstract: Fig. 4.
Description
Le présent exposé concerne le domaine des turboréacteurs à double flux, et concerne plus précisément la structure des aubes définissant l’éjection du flux primaire.This presentation concerns the field of turbofan engines, and more specifically concerns the structure of the blades defining the ejection of the primary flow.
Les turboréacteurs à double flux comprennent communément un flux primaire ou flux haute pression qui traverse un compresseur, une chambre de combustion et une turbine, et un flux secondaire ou flux basse pression qui traverse la soufflante ou « fan » du turboréacteur. Le flux primaire forme la partie centrale ou interne de l’écoulement, tandis que le flux secondaire est positionné autour du flux primaire. La figure 1 présente ainsi une structure connue de turboréacteur 1 à double flux présentant un corps 10 s’étendant selon un axe principal Z-Z. Le corps 10 présente un canal interne définissant un flux primaire F1 traversant successivement un compresseur 12, une chambre de combustion 14, une turbine 16 et une pluralité d’aubes 18 (ou « couronne » selon le terme utilisé couramment). Le turboréacteur 1 comprend également une soufflante 22 ou « fan » ainsi que des redresseurs 24s’étendant autour du corps 10 et entourés par un carter externe 20. Le fluide s’écoulant entre le corps 10 et le carter externe 20 forme un écoulement secondaire F2.Turbofan engines commonly include a primary or high-pressure stream that passes through a compressor, combustor, and turbine, and a secondary or low-pressure stream that passes through the fan or "fan" of the turbojet engine. The primary flow forms the central or inner part of the flow, while the secondary flow is positioned around the primary flow. FIG. 1 thus presents a known structure of turbofan engine 1 having a body 10 extending along a main axis Z-Z. The body 10 has an internal channel defining a primary flow F1 successively passing through a compressor 12, a combustion chamber 14, a turbine 16 and a plurality of blades 18 (or "crown" according to the term commonly used). The turbojet engine 1 also includes a fan 22 or "fan" as well as rectifiers 24 extending around the body 10 and surrounded by an outer casing 20. The fluid flowing between the body 10 and the outer casing 20 forms a secondary flow F2 .
De manière conventionnelle, on cherche à minimiser la giration de l’écoulement à l’éjection, pour un point de fonctionnement spécifié du turboréacteur. Une telle configuration permet en effet de maximiser la poussée du flux primaire pour ce point de fonctionnement.Conventionally, one seeks to minimize the gyration of the flow at ejection, for a specified operating point of the turbojet engine. Such a configuration makes it possible to maximize the thrust of the primary flow for this operating point.
Les figures 2 et 3 représentent ainsi schématiquement l’écoulement en aval du turboréacteur. La figure 2 représente une vue selon l’axe principal Z-Z de l’écoulement du flux primaire F1 et du flux secondaire F2 en aval du turboréacteur 1. La figure 3 symbolise l’action de redressement du flux primaire F1 par les aubes 18. On voit notamment sur cette figure qu’e les aubes 18 présentent des profils configurés de manière à redresser le flux aval, c’est-à-dire orienter le flux aval de sorte que la direction de son écoulement soit sensiblement selon l’axe principal Z-Z.Figures 2 and 3 thus schematically represent the flow downstream of the turbojet. FIG. 2 represents a view along the main axis Z-Z of the flow of the primary flow F1 and of the secondary flow F2 downstream of the turbojet engine 1. FIG. 3 symbolizes the straightening action of the primary flow F1 by the blades 18. see in particular in this figure that the blades 18 have profiles configured so as to straighten the downstream flow, that is to say direct the downstream flow so that the direction of its flow is substantially along the main axis Z-Z .
Le présent exposé vient ici proposer une approche se démarquant de cette pratique, en considérant des paramètres de fonctionnement de tels turboréacteurs qui n’ont pas été considérés à ce jour.This presentation comes here to propose an approach that stands out from this practice, by considering operating parameters of such turbojets that have not been considered to date.
Le présent exposé concerne ainsi un turboréacteur comprenant un flux primaire et un flux secondaire, le flux primaire étant enveloppé par le flux secondaire, en aval du turboréacteur, le turboréacteur présentant un axe principal et comprenant successivement un compresseur, une chambre de combustion et une turbine définissant le flux primaire, et une pluralité d’ensembles d’aubes positionnés successivement dans le flux primaire, en aval de la turbine, chaque ensemble d’aube comprenant une pluralité d’aubes s’étendant radialement autour de l’axe principal, entre un diamètre interne et un diamètre externe, caractérisé en ce que tout ou partie des ensembles d’aubes présente un segment interne et un segment externe, le segment interne étant configuré de manière à définir un écoulement aval ayant un angle de giration inférieur à 5°, et le segment externe étant configuré de manière à définir un écoulement aval ayant un angle de giration supérieur à 5°.This presentation thus relates to a turbojet comprising a primary flow and a secondary flow, the primary flow being enveloped by the secondary flow, downstream of the turbojet, the turbojet having a main axis and successively comprising a compressor, a combustion chamber and a turbine defining the primary flow, and a plurality of sets of vanes positioned successively in the primary flow, downstream of the turbine, each set of vanes comprising a plurality of vanes extending radially around the main axis, between an internal diameter and an external diameter, characterized in that all or part of the vane assemblies have an internal segment and an external segment, the internal segment being configured so as to define a downstream flow having an angle of gyration less than 5° , and the outer segment being configured to define a downstream flow having an angle of gyration greater than 5°.
Selon un exemple, pour chaque ensemble d’aubes présentant un segment interne et un segment externe, une frontière entre le segment interne et le segment externe est située à une hauteur comprise entre 70% et 95% de la hauteur des aubes dudit ensemble d’aubes.According to an example, for each set of blades having an inner segment and an outer segment, a boundary between the inner segment and the outer segment is located at a height of between 70% and 95% of the height of the blades of said set of vanes.
Pour deux ensembles d’aubes disposés successivement dans le flux primaire, le positionnement de la frontière est alors typiquement situé à un rayon par rapport à l’axe principal Z-Z croissant de l’amont vers l’aval.For two sets of blades arranged successively in the primary flow, the positioning of the boundary is then typically located at a radius with respect to the main Z-Z axis increasing from upstream to downstream.
Selon un exemple, lesdits segments d’aubes présentent un segment externe ayant un angle de calage supérieur à 80°.According to one example, said blade segments have an outer segment having a pitch angle greater than 80°.
Selon un exemple, lesdits segments d’aubes présentent un segment externe ayant un angle de cambrure supérieur à 160°.According to one example, said blade segments have an outer segment having a camber angle greater than 160°.
Selon un exemple, lesdits segments d’aubes présentent une loi de vrillage évoluant de façon continue sur toute la hauteur de chacune des aubes.According to one example, said blade segments have a twist law that evolves continuously over the entire height of each of the blades.
Selon un exemple, lequel au moins l’ensemble d’aubes situé le plus en aval selon l’écoulement du flux primaire présente un segment interne et un segment externe configurés respectivement de manière à définir un écoulement aval ayant un angle de giration inférieur à 5° et un écoulement aval ayant un angle de giration supérieur à 5°.According to one example, which at least the set of vanes located furthest downstream according to the flow of the primary flow has an internal segment and an external segment configured respectively so as to define a downstream flow having an angle of gyration less than 5 ° and a downstream flow having an angle of gyration greater than 5°.
Les ensembles d’aubes sont alors typiquement configurés de manière à ce que l’angle de giration soit maximal pour un flux primaire s’écoulant à un rayon supérieur à 95% de la hauteur des aubes les plus en aval dans le flux primaire.The vane assemblies are then typically configured so that the angle of gyration is maximum for a primary flow flowing at a radius greater than 95% of the height of the most downstream vanes in the primary flow.
Le présent exposé concerne également un aéronef comprenant un turboréacteur tel que mentionné précédemment.This presentation also relates to an aircraft comprising a turbojet engine as mentioned above.
L’invention et ses avantages seront mieux compris à la lecture de la description détaillée faite ci-après de différents modes de réalisation de l’invention donnés à titre d’exemples non limitatifs.The invention and its advantages will be better understood on reading the detailed description given below of various embodiments of the invention given by way of non-limiting examples.
Sur l’ensemble des figures, les éléments en commun sont repérés par des références numériques identiques.In all the figures, the elements in common are identified by identical numerical references.
On décrit à présent différents modes de réalisation d’un turboréacteur selon le présent exposé. La structure générale du turboréacteur 1 est similaire à celle déjà présentée sur en référence à la figure 1.We now describe different embodiments of a turbojet engine according to this presentation. The general structure of the turbojet engine 1 is similar to that already presented with reference to Figure 1.
On présente sur la figure 4 schématiquement l’effet d’un mouvement giratoire du flux primaire F1 en aval du turboréacteur, et plus précisément d’une portion radialement externe du flux primaire F1. On représente sur cette figure l’orientation du vecteur vitesse de particules du flux primaire F1 et du flux secondaire F2 autour de l’axe principal Z-Z.Figure 4 shows schematically the effect of a gyratory movement of the primary flow F1 downstream of the turbojet, and more specifically of a radially outer portion of the primary flow F1. This figure shows the orientation of the particle velocity vector of the primary flow F1 and of the secondary flow F2 around the main axis Z-Z.
On voir sur cette figure que le mouvement giratoire d’une portion radialement externe du flux primaire F1 va entrainer une propagation du flux primaire F1 dans le flux secondaire F2. Contrairement à la pratique établie, le demandeur a pu déterminer qu’une propagation et une pénétration du flux primaire F1 dans le flux secondaire F2 entraine une augmentation de la performance générale du turboréacteur, et une diminution des niveaux de bruits rayonnés.We see in this figure that the gyratory movement of a radially external portion of the primary flow F1 will cause a propagation of the primary flow F1 in the secondary flow F2. Contrary to established practice, the applicant was able to determine that propagation and penetration of the primary flow F1 into the secondary flow F2 leads to an increase in the general performance of the turbojet, and a reduction in the levels of radiated noise.
La figure 5 illustre schématiquement l’effet des aubes sur le flux primaire selon un aspect du présent exposé. Comme on le voit sur cette figure, les aubes vont ici présenter des profils aérodynamiques au moins partiellement configurés de manière à ce qu’une portion du flux primaire F1 en aval des aubes considérées présente un angle de giration non nul, ou plus précisément supérieur à 5°.Figure 5 schematically illustrates the effect of the blades on the primary flow according to one aspect of this presentation. As can be seen in this figure, the blades will here present aerodynamic profiles at least partially configured so that a portion of the primary flow F1 downstream of the blades considered has a non-zero angle of gyration, or more precisely greater than 5°.
Par angle de giration, on entend l’angle formé entre le vecteur vitesse tangentiel d’une particule fluide et l’axe de révolution de la tuyère, pour un rayon donné, au niveau du plan d’éjection du flux primaire, et l’axe de la tuyère.By angle of gyration is meant the angle formed between the tangential velocity vector of a fluid particle and the axis of revolution of the nozzle, for a given radius, at the level of the ejection plane of the primary flow, and the nozzle axis.
On considère dans le présent exposé qu’un angle de giration ayant une valeur inférieure à 5° est considéré comme négligeable ou nul. A l’inverse, un angle de giration supérieur à 5° est considéré non négligeable ou non-nul.It is considered in this presentation that an angle of gyration having a value of less than 5° is considered negligible or zero. Conversely, an angle of gyration greater than 5° is considered non-negligible or non-zero.
Comme indiqué précédemment en référence à la figure 4, le turboréacteur 1 tel que proposé présente un flux primaire F1 ayant au moins partiellement un angle de giration non-nul (c’est-à-dire supérieur à 5°).As indicated previously with reference to FIG. 4, the turbojet engine 1 as proposed has a primary flow F1 having at least partially a non-zero angle of gyration (that is to say greater than 5°).
Plus précisément, le flux primaire F1 présente une région interne et une région externe s’étendant radialement autour de la région interne.More precisely, the primary flow F1 has an internal region and an external region extending radially around the internal region.
Le flux primaire F1 dans la région interne présente un angle de giration inférieur à 5°, c’est-à-dire nul. Le flux primaire F1 dans la région externe présente un angle de giration supérieur à 5°, c’est-à-dire non-nul.The primary flow F1 in the internal region has an angle of gyration less than 5°, i.e. zero. The primary flow F1 in the external region has an angle of gyration greater than 5°, i.e. non-zero.
Afin d’obtenir une telle variation de l’angle de giration au sein du flux primaire F1, on fait évoluer la géométrie des aubes 18 en fonction de la hauteur de l’aube considérée, la hauteur étant mesurée radialement par rapport à l’axe principal Z-Z.In order to obtain such a variation in the angle of gyration within the primary flow F1, the geometry of the blades 18 is changed as a function of the height of the blade considered, the height being measured radially with respect to the axis main Z-Z.
La figure 6 représente une vue d’une grille aubagée de turboréacteur 1 comprenant une pluralité d’aubages 18 s’étendant entre un moyeu de turbine 32 et un carter de turbine 34. La grille aubagée est typiquement l’ensemble d’aubages le plus en aval dans l’écoulement du flux primaire F1. On y représente une frontière 30 ou interface entre un segment interne 18i et un segment externe 18x, cette frontière 30 étant positionnée sur un rayon Ri par rapport à l’axe principal Z-Z.FIG. 6 represents a view of a bladed grid of a turbojet engine 1 comprising a plurality of blades 18 extending between a turbine hub 32 and a turbine casing 34. The bladed grid is typically the set of blades most downstream in the flow of the primary flow F1. A border 30 or interface between an internal segment 18i and an external segment 18x is shown there, this border 30 being positioned on a radius Ri with respect to the main axis Z-Z.
Les aubes 18 sont ainsi configurées de manière à avoir une géométrie variable selon leur hauteur. Leur géométrie est réalisée de manière à ce que le flux primaire traversant le segment externe 18x de l’ensemble d’aubes présente un angle de giration supérieur à 5° en aval de l’ensemble d’aubes, et de manière à ce que le flux primaire traversant le segment interne 18i de l’ensemble d’aubes présente un angle de giration inférieur à 5° en aval de l’ensemble d’aubes.The blades 18 are thus configured so as to have a variable geometry according to their height. Their geometry is made in such a way that the primary flow crossing the external segment 18x of the set of vanes has an angle of gyration greater than 5° downstream of the set of vanes, and in such a way that the primary flow passing through the internal segment 18i of the set of vanes has an angle of gyration of less than 5° downstream of the set of vanes.
Cette fonction est représentée sur la figure 7, qui est un graphe représentant l’évolution de l’angle de giration α du flux primaire F1 en fonction du rayon R. Le rayon minimal Rmin correspond ici au pied des aubes 18, c’est-à-dire au diamètre externe du moyeu de la turbine 32, tandis que le rayon maximal Rmax correspond au diamètre interne du carter de la turbine 34, la différence entre le rayon minimal et le rayon maximal correspondant à la hauteur des aubes 18 considérées. On comprend que le diamètre interne et le diamètre externe du carter de la turbine 34 peuvent évoluer, et ne sont pas nécessairement constant. On voit que l’angle de giration α est inférieur à 5° pour un rayon inférieur à Ri, et supérieur à 5° pour un rayon supérieur à Ri.This function is represented in FIG. 7, which is a graph representing the evolution of the angle of gyration α of the primary flow F1 as a function of the radius R. The minimum radius Rmin here corresponds to the root of the blades 18, that is that is to say the external diameter of the hub of the turbine 32, while the maximum radius Rmax corresponds to the internal diameter of the casing of the turbine 34, the difference between the minimum radius and the maximum radius corresponding to the height of the blades 18 considered. It is understood that the internal diameter and the external diameter of the casing of the turbine 34 can change, and are not necessarily constant. We see that the angle of gyration α is less than 5° for a radius less than Ri, and greater than 5° for a radius greater than Ri.
Le rayon Ri est typiquement situé entre 70% et 95% de la hauteur des aubes 18 considérées, c’est-à-dire à un rayon mesuré depuis l’axe principal Z-Z égal à Rmin + (Rmax-Rmin) x Y, où Y est compris entre 0,7 et 0,95.The radius Ri is typically located between 70% and 95% of the height of the blades 18 considered, that is to say at a radius measured from the main axis Z-Z equal to Rmin + (Rmax-Rmin) x Y, where Y is between 0.7 and 0.95.
Une telle configuration des aubes 18 permet ainsi d’obtenir un flux primaire F1 ayant une configuration telle que présentée en figure 4.Such a configuration of the blades 18 thus makes it possible to obtain a primary flow F1 having a configuration as presented in FIG. 4.
La grille aubagée correspond à l’ensemble d’aubes le plus en aval dans le flux primaire F1. La grille aubagée est ainsi configurée de manière à modifier l’angle de giration du flux primaire F1. D’autres ensembles d’aubes situés en amont de la grille aubagée peuvent également être configurés de manière à modifier l’angle de giration du flux primaire F1 afin d’obtenir un angle de giration supérieur à 5° dans une région externe du flux primaire F1.The bladed grid corresponds to the most downstream set of blades in the primary flow F1. The bladed grid is thus configured in such a way as to modify the angle of gyration of the primary flow F1. Other sets of blades located upstream of the bladed grid can also be configured so as to modify the angle of gyration of the primary flow F1 in order to obtain an angle of gyration greater than 5° in an external region of the primary flow F1.
Un ou plusieurs ensembles d’aubes peuvent ainsi être configurés de manière à modifier l’angle de giration du flux primaire F1. La figure 8 illustre un exemple de configuration dans laquelle trois ensembles d’aubes successifs réalisent une modification de l’angle de giration du flux primaire F1.One or more sets of blades can thus be configured in such a way as to modify the angle of gyration of the primary flow F1. Figure 8 illustrates an example of a configuration in which three sets of successive blades modify the angle of gyration of the primary flow F1.
On représente sur cette figure la turbine 16, et trois ensembles d’aubes 18a, 18b et 18c situés en aval de la turbine 16.This figure shows the turbine 16, and three sets of blades 18a, 18b and 18c located downstream of the turbine 16.
On symbolise pour chacun de ces ensembles d’aubes le rayon Ri de la frontière délimitant le segment interne 18i du segment externe 18x de l’ensemble d’aubes considéré, respectivement Ria, Rib et Ric. Les valeurs de Ria, Rib et Ric peuvent être identiques ou distinctes. Dans l’exemple présenté, elles sont distinctes, ce qui permet de faire évoluer progressivement la démarcation entre la région interne et la région externe du flux primaire F1. Les valeurs Ri des différents ensembles d’aubes sont typiquement telles que pour deux ensembles d’aubes successifs, la valeur Ri de l’ensemble d’aubes en amont est inférieure ou égal à la valeur Ri de l’ensemble d’aubes en aval. Dans l’exemple illustré, on a donc la relation Ria ≤ Rib ≤ Ric.For each of these sets of blades, we symbolize the radius Ri of the boundary delimiting the internal segment 18i from the external segment 18x of the set of blades considered, respectively Ria, Rib and Ric. The values of Ria, Rib and Ric can be identical or distinct. In the example presented, they are distinct, which makes it possible to gradually change the demarcation between the internal region and the external region of the primary flow F1. The Ri values of the different sets of blades are typically such that for two successive sets of blades, the Ri value of the upstream set of blades is less than or equal to the Ri value of the downstream set of blades . In the example illustrated, we therefore have the relation Ria ≤ Rib ≤ Ric.
On voit ainsi sur cette figure 8 qu’en aval de la turbine 16, l’angle de giration α est supérieur à 5° sur l’ensemble du flux primaire F1. En aval du premier ensemble d’aubes 18a, l’angle de giration α est supérieur à 5° sur une partie uniquement flux primaire F1. Le passage au travers des deux ensembles d’aubes 18b et 18c va ensuite permettre de redresser une partie du flux primaire F1 de manière à définir la région interne du flux primaire dans laquelle l’angle de giration α est inférieur à 5°, et de conserver une portion réduite du flux primaire F1 dans laquelle l’angle de giration α est supérieur à 5° de manière à définir la région externe du flux primaire F1.It can thus be seen in this figure 8 that downstream of the turbine 16, the angle of gyration α is greater than 5° over the entire primary flow F1. Downstream of the first set of blades 18a, the angle of gyration α is greater than 5° on only a part of the primary flow F1. The passage through the two sets of vanes 18b and 18c will then make it possible to straighten part of the primary flow F1 so as to define the internal region of the primary flow in which the angle of gyration α is less than 5°, and to retain a reduced portion of the primary flow F1 in which the angle of gyration α is greater than 5° so as to define the outer region of the primary flow F1.
La modification de la géométrie des aubes afin de modifier l’angle de giration peut être réalisée de plusieurs manières. On peut notamment modifier le calage et/ou la loi de vrillage et/ou la cambrure des aubes 18.Changing the geometry of the blades in order to change the angle of gyration can be done in several ways. It is possible in particular to modify the setting and/or the law of twisting and/or the camber of the blades 18.
Le calage d’un profil aérodynamique (coupe d’aubage, à rayon constant) correspond à l’angle formé entre la corde (segment reliant le bord d’attaque au bord de fuite du profil) et l’axe de la roue aubagée considérée. L’angle de calage σ est ainsi représenté sur la figure 5.The setting of an aerodynamic profile (blading section, with constant radius) corresponds to the angle formed between the chord (segment connecting the leading edge to the trailing edge of the profile) and the axis of the bladed wheel considered . The pitch angle σ is thus represented in figure 5.
La loi de vrillage d’une aube correspond à l’évolution du calage en fonction du rayon.The twisting law of a blade corresponds to the evolution of the setting according to the radius.
La cambrure d’un profil aérodynamique (coupe d’aubage, à rayon constant) est définie par l’angle formé entre les tangentes à chaque extrémité d’une courbe qui s’étend du bord d’attaque au bord de fuite du profil, et dont l’évolution correspond à la somme des évolutions de l’intrados et de l’extrados. Un angle faible correspond à une cambrure importante. L’angle de cambrure γ est représenté sur la figure 5.The camber of an airfoil (bladed section, with constant radius) is defined by the angle formed between the tangents at each end of a curve which extends from the leading edge to the trailing edge of the airfoil, and whose evolution corresponds to the sum of the evolutions of the intrados and the extrados. A low angle corresponds to a significant camber. The camber angle γ is shown in Figure 5.
La réalisation du segment interne 18i des aubes est réalisée selon les techniques connues pour obtenir un angle de giration inférieur à 5°.The production of the internal segment 18i of the blades is carried out according to known techniques to obtain an angle of gyration of less than 5°.
La réalisation du segment externe 18x des aubes pour obtenir un angle de giration supérieur à 5° peut être obtenue de plusieurs manière, en faisant varier les paramètres précités sur le segment externe 18x des aubes.The realization of the external segment 18x of the blades to obtain a gyration angle greater than 5° can be obtained in several ways, by varying the aforementioned parameters on the external segment 18x of the blades.
A titre d’exemple, les aubes peuvent présenter un angle de calage supérieur à 70° ou supérieur à 80° ou tendant vers 90° sur tout ou partie de leur segment externe 18x.By way of example, the blades may have a pitch angle greater than 70° or greater than 80° or tending towards 90° over all or part of their 18x outer segment.
A titre d’exemple, les aubes peuvent présenter un angle de cambrure supérieur à 140° ou supérieur à 160° ou tendant vers 180° sur tout ou partie de leur segment externe 18x.By way of example, the blades may have a camber angle greater than 140° or greater than 160° or tending towards 180° over all or part of their outer segment 18x.
A titre d’exemple, la loi de vrillage de chaque aube évolue de façon continue sur toute la hauteur de l’aube considérée.For example, the twist law of each blade evolves continuously over the entire height of the blade considered.
De manière avantageuse, les aubes 18 sont configurées de manière à ce qu’en aval du turboréacteur 1, l’angle de giration soit maximal pour un flux primaire s’écoulant à un rayon supérieur à 95% de la hauteur des aubes 18 les plus en aval dans le flux primaire F1.Advantageously, the blades 18 are configured so that downstream of the turbojet engine 1, the angle of gyration is maximum for a primary flow flowing at a radius greater than 95% of the height of the blades 18 furthest downstream in the primary flow F1.
Le présent exposé propose ainsi de modifier les caractéristiques d’écoulement du flux primaire d’un turboréacteur en aval du turboréacteur en allant à contre-courant de l’enseignement connu, ce qui permet de maximiser les performances du turboréacteur et de minimiser les niveaux de bruit rayonnés.This presentation thus proposes to modify the flow characteristics of the primary flow of a turbojet engine downstream of the turbojet engine by going against the current of known teaching, which makes it possible to maximize the performance of the turbojet engine and to minimize the levels of radiated noise.
Le turboréacteur tel que proposé peut être employé sur un aéronef, tel qu’un avion.The turbojet as proposed can be used on an aircraft, such as an airplane.
Bien que la présente invention ait été décrite en se référant à des exemples de réalisation spécifiques, il est évident que des modifications et des changements peuvent être effectués sur ces exemples sans sortir de la portée générale de l'invention telle que définie par les revendications. En particulier, des caractéristiques individuelles des différents modes de réalisation illustrés/mentionnés peuvent être combinées dans des modes de réalisation additionnels. Par conséquent, la description et les dessins doivent être considérés dans un sens illustratif plutôt que restrictif.Although the present invention has been described with reference to specific embodiments, it is obvious that modifications and changes can be made to these examples without departing from the general scope of the invention as defined by the claims. In particular, individual features of the different illustrated/mentioned embodiments can be combined in additional embodiments. Accordingly, the description and the drawings should be considered in an illustrative rather than restrictive sense.
Il est également évident que toutes les caractéristiques décrites en référence à un procédé sont transposables, seules ou en combinaison, à un dispositif, et inversement, toutes les caractéristiques décrites en référence à un dispositif sont transposables, seules ou en combinaison, à un procédé.It is also obvious that all the characteristics described with reference to a method can be transposed, alone or in combination, to a device, and conversely, all the characteristics described with reference to a device can be transposed, alone or in combination, to a method.
Claims (9)
le turboréacteur (1) présentant un axe principal (Z-Z) et comprenant successivement un compresseur (12), une chambre de combustion (14) et une turbine (16) définissant le flux primaire, et une pluralité d’ensembles d’aubes (18) positionnés successivement dans le flux primaire (F1), en aval de la turbine (16), chaque ensemble d’aube (18) comprenant une pluralité d’aubes s’étendant radialement autour de l’axe principal (Z-Z), entre un diamètre interne (Rmin) et un diamètre externe (Rmax)
caractérisé en ce que
tout ou partie des ensembles d’aubes (18) présente un segment interne (18i) et un segment externe (18x), le segment interne (18i) étant configuré de manière à définir un écoulement aval ayant un angle de giration (α) inférieur à 5°, et le segment externe (18x) étant configuré de manière à définir un écoulement aval ayant un angle de giration (α) supérieur à 5°.Turbojet (1) comprising a primary flow (F1) and a secondary flow (F2), the primary flow (F1) being enveloped by the secondary flow (F2), downstream of the turbojet,
the turbojet (1) having a main axis (ZZ) and successively comprising a compressor (12), a combustion chamber (14) and a turbine (16) defining the primary flow, and a plurality of sets of blades (18 ) successively positioned in the primary flow (F1), downstream of the turbine (16), each vane assembly (18) comprising a plurality of vanes extending radially around the main axis (ZZ), between a internal diameter (Rmin) and an external diameter (Rmax)
characterized in that
all or part of the vane assemblies (18) have an inner segment (18i) and an outer segment (18x), the inner segment (18i) being configured to define a downstream flow having a lower angle of gyration (α) at 5°, and the outer segment (18x) being configured to define a downstream flow having an angle of gyration (α) greater than 5°.
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2019
- 2019-08-26 FR FR1909401A patent/FR3100287B1/en active Active
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Also Published As
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