FR3108950A1 - Turbomachine a double flux pour un aeronef - Google Patents

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Abstract

Turbomachine (1) à double flux pour un aéronef, cette turbomachine comportant un générateur de gaz et une soufflante (3) montée en amont du générateur de gaz et configurée pour générer un flux d’entrée d’air (2), ce flux d’entrée d’air étant destiné à être divisé par un bec de séparation annulaire (4) en un flux primaire (21) qui alimente le générateur de gaz et en un flux secondaire (22) qui s’écoule sur une surface annulaire externe (7a) dudit bec et autour du générateur de gaz, caractérisée en ce que ladite surface comprend des microrainures (9) de guidage du flux secondaire, ces microrainures étant séparées les unes des autres par des crêtes espacées les unes des autres d’une distance S inférieure ou égale à 50 micromètres, lesdites microrainures ayant une profondeur (H) comprise entre 0,3.S et 1,2.S. Figure pour l’abrégé : Figure 2

Description

TURBOMACHINE A DOUBLE FLUX POUR UN AERONEF
La présente invention concerne une turbomachine à double flux pour un aéronef.
L’arrière-plan technique est notamment illustré par le document WO-A1-2018/002514.
Dans le but de toujours améliorer le rendement des turbomachines d’aéronef, on cherche à adresser systématiquement et individuellement chaque source de perte afin de la réduire, voire de la supprimer. Parmi ces sources, les frottements (frottements de l’écoulement sur une surface rugueuse) représentent une part non-négligeable des pertes totales. La proportion des frottements dans la génération des pertes dépend du nombre de Mach et de la complexité de la structure exposée à l’écoulement.
Pour des surfaces exposées à l’écoulement mais qui ne sont pas « dans » l’écoulement (typiquement les parois de la veine dans le cas d’une turbomachine), les frottements prennent une part encore plus prépondérante dans la génération des pertes. Afin de réduire ces pertes, il existe deux solutions :
  • faire en sorte que les surfaces ne soient exposées qu’à des écoulements laminaires et non turbulents
  • modifier la surface exposée à un écoulement turbulent de telle sorte que les pertes générées soient de moindre envergure
La présente invention propose de modifier une surface d’un bec de séparation d’une turbomachine à double flux, ce bec de séparation étant destiné à séparer les flux primaire et secondaire dans cette turbomachine et la surface modifiée étant celle qui est située du côté de la veine secondaire. Le but est de réduire la génération de pertes par frottements sur cette surface.
La présente invention apporte une solution simple, efficace et économique à ce besoin.
L’invention propose à cet effet une turbomachine à double flux pour un aéronef, cette turbomachine comportant un générateur de gaz et une soufflante montée en amont du générateur de gaz et configurée pour générer un flux d’entrée d’air, ce flux d’entrée d’air étant destiné à être divisé par un bec de séparation annulaire en un flux primaire qui alimente le générateur de gaz et en un flux secondaire qui s’écoule sur une surface annulaire externe dudit bec et autour du générateur de gaz, caractérisée en ce que ladite surface comprend des microrainures de guidage du flux secondaire, ces microrainures étant séparées les unes des autres par des crêtes espacées les unes des autres d’une distance S inférieure ou égale à 50 micromètres, lesdites microrainures ayant une profondeur comprise entre 0,3.S et 1,2.S.
Afin de réduire la traînée d’une surface aérodynamique dans une turbomachine d’aéronef, il est connu d’y former des microrainures appelées couramment « riblets ». La présente invention propose de mettre ce type de microrainures sur la surface externe d’un bec de séparation
Les riblets sont des rainures s'étendant en général selon l'axe X de la turbomachine, sensiblement parallèlement à la direction de l'écoulement d'air qui balaye la surface aérodynamique.
Les riblets peuvent posséder des formes diverses, en particulier en section normale à l’axe des riblets ou de la turbomachine. Les riblets peuvent par exemple avoir une forme triangulaire, ou une forme carrée, selon une section normale à l'axe de la turbomachine.
Leur présence sur la surface du bec de séparation permet de réduire la génération de pertes par frottements sur cette surface, de façon notamment à :
  • réduire les pertes de frottement sur la surface,
  • réduire l’épaisseur de la couche limite sur cette surface qui, dans le cas du bec de séparation, est destinée à traverser les pieds d’aubages situés juste en aval du bec de séparation dans la veine d’écoulement du flux secondaire, ce qui réduit les pertes de coin générées dans les aubages
La turbomachine selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques ci-dessous, prises isolément les unes avec les autres ou en combinaison les unes avec les autres :
  • ladite distance S (crête à crête) est comprise entre 20 et 30 micromètres,
  • ladite profondeur est comprise entre 0,5.S et 1,2.S, et par exemple entre 0,5.S et 1.S,
  • les microrainures ont en section une forme en U et leur profondeur est comprise entre 0,5.S et 0,9.S, et par exemple entre 0,5.S et 0,7.S,
  • les microrainures ont en section une forme en V et leur profondeur est comprise entre 0,5.S et 1,2.S, et par exemple entre 0,5.S et 1.S,
  • les microrainures ont en section une forme trapézoïdale et leur profondeur est comprise entre 0,3.S et 0,7.S, et par exemple entre 0,3.S et 0,5.S,
  • les microrainures sont rectilignes et inclinées par rapport à un plan passant par un axe longitudinal de la turbomachine, qui est compris entre 0 et 45°, et qui est par exemple de l’ordre de 30° ; les microrainures possèdent en tout point un angle, compris entre 0 et 45° et qui est par exemple de 30°, définit comme l’angle entre la microrainure considérée et un plan longitudinal à l’axe moteur passant par ce point ; le plan de référence pour l’angle dépend de la position sur le bec puisque le bec est une révolution autour de l’axe moteur ; on pourrait aussi définir l’angle comme l’angle entre la direction de la rainure en un point donné et la projection de l’axe moteur sur le plan tangent à la surface du bec en ce point,
  • ladite surface est formée par un film rapporté et collé sur ledit bec ou par usinage dudit bec,
  • ledit bec comprend une virole annulaire amont comportant un bord annulaire amont de séparation de flux, et un anneau aval s’étendant entre la virole et des aubages fixes de la turbomachine, les microrainures étant situées sur une surface externe dudit anneau,
  • ladite surface comprend une première zone annulaire comportant des microrainures et une seconde zone annulaire, adjacente à la première zone, et comportant des secondes microrainures différentes desdites premières microrainures.
Brèves descriptions des figures :
L’invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante faite à titre d’exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels :
la figure 1 est une vue schématique partielle en coupe axiale d’une turbomachine d’aéronef ;
la figure 2 est une vue schématique partielle en perspective d’une turbomachine d’aéronef selon un mode de réalisation de l’invention ;
la figure 3 est une vue schématique partielle en perspective d’une turbomachine d’aéronef selon une variante de réalisation de l’invention ;
la figure 4 comprend des dessins schématiques de microrainures du type « riblets » ;
la figure 5 est une vue très schématique de deux zones adjacentes comportant des microrainures différentes
la figure 6 est une vue très schématique partielle en coupe axiale d’un bec de séparation de turbomachine d’aéronef ;
la figure 7 est une vue très schématique de face du bec de séparation de la figure 6 ; et
la figure 8 est une vue très schématique partielle d’un déroulé du bec de séparation de la figure 6.
Comme représenté sur la figure 1, une turbomachine 1 à double-flux pour aéronef présente une direction principale s'étendant selon un axe X longitudinal, et crée deux flux d'air séparés à partir d'un flux d'air 2 admis en entrée de ladite turbomachine 1.
Le flux d'air 2 admis en entrée de la turbomachine 1 est d'abord comprimé par une soufflante 3. En sortie de la soufflante 3, le flux d'air 2 est ensuite séparé en deux flux distincts, un premier flux formant un flux primaire 21 qui circule dans une veine primaire 11 d’un générateur de gaz de la turbomachine 1, et un second flux formant un flux secondaire 22 qui circule dans une veine secondaire 12 de ladite turbomachine 1.
La séparation du flux primaire 21 et du flux secondaire 22 est assurée par un bec de séparation 4 qui est disposé en aval de la soufflante 3. Le bec de séparation 4 comprend une première face annulaire 41 formant une paroi interne de la veine primaire 11, et une seconde face 42 formant une paroi interne de la veine secondaire 12.
Par la suite, le flux primaire 21 est comprimé par un compresseur basse pression CBP et un compresseur haute pression CHP, puis est brûlé avec du carburant dans une chambre de combustion du générateur de gaz.
Le flux secondaire 22 est quant à lui dirigé vers des aubages de redresseur 5 situés dans la veine secondaire 12 afin de redresser le flux secondaire 22 par rapport l'axe X de la turbomachine 1.
La figure 2 permet de mieux visualiser un bec de séparation 4 et les aubages 5 situés en aval, et illustre un mode de réalisation de l’invention. Les aubes de soufflante ne sont pas représentées dans la soufflante 3 montrée schématiquement à la figure 2.
La face 42 précitée est formée dans l’exemple représenté par au moins deux éléments disposés de manière adjacente l’un derrière l’autre et plus exactement l’un en aval de l’autre.
Dans la présente demande, les expressions « amont » et « aval » font référence à l’écoulement des gaz dans la turbomachine.
Le bec de séparation 4 comprend d’abord une virole annulaire amont 6 qui définit une portion annulaire amont de la face 42 Cette virole 6 comprend un bord annulaire amont 6a de séparation du flux 2.
Le bec de séparation 4 comprend en outre un anneau aval 7 qui est disposé entre la virole 6 et les pieds des aubages 5 et qui définit une portion annulaire aval de la face 42.
Le bec de séparation 4 peut en outre comprendre des pièces de raccord 8, éventuellement sectorisées, entre la virole 6 et l’anneau 7. En variante, ces pièces de raccord pourraient être situées en aval de la virole et de l’anneau.
Selon l’invention le bec de séparation 4 est conçu pour réduire les frottements liés à l’écoulement d’air sur sa face 42 et plus particulièrement sur la surface externe 7a de l’anneau 7. Dans l’exemple représenté à la figure 2, l’anneau 7 est formé d’une seule pièce.
La figure 3 illustre une variante de réalisation du bec de séparation 4 qui comprend ici une virole amont 6 et un anneau 7’, qui est cette fois-ci sectorisé. L’anneau 7’ comprend dans l’exemple de la figure 3 deux demi-coquilles et est directement monté en aval de la virole 6. En variante, l’anneau pourrait comprendre plus de deux secteurs, et par exemple jusqu’à six. Le bec de séparation pourrait en outre comprendre des pièces de raccord, comme dans le précédent mode de réalisation.
Parmi les modifications possibles d’une surface aérodynamique destinée à être balayée par un flux d’air, il y a la réalisation de microrainures 9 du type « riblets » sur cette surface.
Les riblets sont des rainures préférentiellement orientées dans la direction de l’écoulement et dont la forme ainsi que les dimensions sont adaptées aux conditions (Mach, Reynolds, etc.). Il a été démontré au cours d’essais expérimentaux en laboratoire ainsi qu’en milieu appliqué, une réduction des frottements de l’ordre de 5 à 10%.
Afin de présenter le maximum d’efficacité à la réduction des frottements, les microrainures doivent être correctement configurées, en accord avec l’écoulement auquel ils sont exposés. Les paramètres géométriques des microrainures sont les suivants :
- motif ou forme en section (‘U’, ‘V’, trapèze, créneau, etc.),
- espacement crête à crête S,
- profondeur (ou hauteur) H, et
- orientation des microrainures par rapport à l’écoulement.
Les trois premiers paramètres (motif, S et H) sont principalement liés aux dimensions des structures turbulentes qui se trouvent à proximité de la paroi. On peut les lier à la valeur du nombre de Reynolds et elles conditionnent la réduction maximale des frottements accessibles. À partir de ce gain maximal obtenu dans un cas où l’écoulement est parfaitement aligné avec les microrainures, un écart d’orientation contribue à réduire le gain jusqu’à l’annuler complètement, voire générer des pertes supplémentaires.
La réalisation des microrainures 9 sur le bec de séparation 4 est réalisable d’au moins deux façons différentes :
- les microrainures sont formées par un film rainuré collé sur la pièce, ou
- les microrainures sont formées par usinage et en particulier rainurage laser, dans un substrat ou directement dans le matériau de la pièce, ou
- les microrainures sont formées par application d’une peinture puis impression dans cette peinture via une matrice.
Le film rainuré est la technologie la plus avancée actuellement et celle qui offre la plus grande possibilité d’une application industrielle. Les désavantages principaux de cette technique sont les suivants :
- ajout de masse (possible à réduire avec le film le plus fin qui soit),
- ajout d’une épaisseur qui réduit la section (possible de réduire en diminuant aussi l’épaisseur du film, également en dessinant les pièces en prenant en compte cette épaisseur),
- création de marche entre le film et la pièce sur laquelle celui-ci est collé.
Dans le cas de l’utilisation d’un film collé, seul l’anneau 7, 7’ est de préférence recouvert avec ce film (pas la virole 6 donc), car la virole 6 est en général chauffée pour éviter l’accrétion de glace, et ce chauffage risquerait de décoller le film.
Le rainurage laser présente des avantages non négligeables : pas d’ajout de masse, pas d’ajout d’épaisseur, pas de risque de marche à franchir pour le flux d’air. Il n’y a également pas de problème de température (tenue du film) : il est donc possible de texturer l’ensemble des pièces du bec de séparation 4.
Pour le dimensionnement des microrainures 9 sur cette portion de la veine, une valeur d’espacement crête à crête ‘S’ inférieure ou égale à 50 micromètres, et de préférence comprise entre 20 et 30 micromètres, est utilisée. Cet espacement a été déterminé pour optimiser les gains sur des points de fonctionnement de la turbomachine du type croisière ou de fin de montée de l’aéronef.
La profondeur ‘H’ des microrainures 9 dépend de leur motif et peut être exprimée comme une fraction de S. Deux valeurs sont indiquées dans la liste ci-dessous : la valeur optimale est en gras, la deuxième valeur permet de répartir différemment les gains en fonction du régime.
- Motif en ‘U’ : H = (0.9-0.5)*S
- Motif en ‘V’ : H = (1.2-0.5)*S
- Motif en trapèze : H = (0.7-0.3)*S
L’orientation des microrainures est illustrée aux figures 6 à 8.
Cette inclinaison, angle Ω, peut se mesurer dans un déroulé de la surface extérieure du bec de séparation 4 dans un plan P1 tangent à la surface du bec en un point A de cette surface. L’angle Ω est mesuré entre une microrainure 9 et un plan P2 passant par l’axe X et le point A. Cet angle Ω est par exemple compris entre 1 et 45° et est par exemple de 30°.
La géométrie des microrainures offrant le meilleur gain de performance ne fonctionnera de manière optimale que sur un seul point de fonctionnement. Sur d’autres points de fonctionnement, l’angle de l’écoulement sera en écart par rapport à l’orientation des microrainures et/ou les dimensions des microrainures ne seront plus parfaitement adaptées aux conditions d’écoulement différentes. La difficulté principale est donc de dimensionner des microrainures offrant un gain conséquent sur un point de croisière sans pour autant nuire aux performances d’autres points caractéristiques (exemple, fin de montée de l’aéronef). Cette difficulté est adressée dans les variations de géométries optimales décrites ci-dessus.
Une autre difficulté vient du fait qu’une couche limite turbulente s’épaissit en fonction de la distance parcourue sur une paroi. Plus cette couche limite s’épaissit, plus les microrainures de dimension fixe apparaissent comme « lisses » en comparaison de l’épaisseur de cette couche limite. Une manière de contrer ce phénomène serait de faire intervenir plusieurs géométries de microrainures. Cette solution est envisageable avec une technique de gravure laser pour rainurer la surface 7a mais moins appréciée dans le cas où les microrainures sont appliquées via un film collé. En effet, sur une même surface, l’utilisation de plusieurs films génère une interface dont la qualité est difficile à maîtriser. En cas d’application des microrainures sur de multiples panneaux permettant de mieux gérer l’interface film/surface, cette solution reste envisageable.
Comme cela est schématiquement illustré à la figure 5, la surface 7a comprenant les microrainures peut comprendre une première zone Z1 annulaire comportant des microrainures 9 et une seconde zone annulaire Z2, adjacente à la première zone Z1, et comportant des secondes microrainures 9’ différentes desdites premières microrainures (c’est-à-dire ayant au moins un des paramètres motif, S et H différent).
Le dernier écueil à éviter est de couvrir de microrainures uniquement des surfaces sujettes à des couches limites turbulentes. Cette difficulté est réduite dans le cas du bec 4, dont la couche limite est turbulente pour les raisons suivantes :
  • défilement des sillages de la soufflante, et
  • raccord non lisse entre les différentes pièces.

Claims (10)

  1. Turbomachine (1) à double flux pour un aéronef, cette turbomachine comportant un générateur de gaz et une soufflante (3) montée en amont du générateur de gaz et configurée pour générer un flux d’entrée d’air (2), ce flux d’entrée d’air étant destiné à être divisé par un bec de séparation annulaire (4) en un flux primaire (21) qui alimente le générateur de gaz et en un flux secondaire (22) qui s’écoule sur une surface annulaire externe (7a) dudit bec et autour du générateur de gaz, caractérisée en ce que ladite surface comprend des microrainures (9) de guidage du flux secondaire, ces microrainures étant séparées les unes des autres par des crêtes espacées les unes des autres d’une distance S inférieure ou égale à 50 micromètres, lesdites microrainures ayant une profondeur (H) comprise entre 0,3.S et 1,2.S.
  2. Turbomachine (1) selon la revendication 1, dans laquelle ladite distance S est comprise entre 20 et 30 micromètres.
  3. Turbomachine (1) selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle ladite profondeur (H) est comprise entre 0,5.S et 1,2.S.
  4. Turbomachine (1) selon la revendication 2, dans laquelle les microrainures (9) ont en section une forme en U et leur profondeur est comprise entre 0,5.S et 0,97.S.
  5. Turbomachine (1) selon la revendication 2, dans laquelle les microrainures (9) ont en section une forme en V et leur profondeur est comprise entre 0,5.S et 1,2.S.
  6. Turbomachine (1) selon la revendication 2, dans laquelle les microrainures (9) ont en section une forme trapézoïdale et leur profondeur est comprise entre 0,3.S et 0,7.S.
  7. Turbomachine (1) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle les microrainures (9) sont rectilignes et inclinées par rapport à un plan (P2) passant par un axe longitudinal (X) de la turbomachine, qui est compris entre 1 et 45°, et qui est par exemple de l’ordre de 30°.
  8. Turbomachine (1) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle ladite surface est formée par un film rapporté et collé sur ledit bec (4) ou par usinage dudit bec.
  9. Turbomachine (1) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle ledit bec (4) comprend une virole annulaire amont (6) comportant un bord annulaire amont (6a) de séparation de flux, et un anneau aval (7) s’étendant entre la virole et des aubages fixes (5) de la turbomachine, les microrainures (9) étant situées sur une surface externe (7a) dudit anneau.
  10. Turbomachine (1) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle ladite surface (7a) comprend une première zone annulaire (Z1) comportant des microrainures (9) et une seconde zone annulaire (Z2), adjacente à la première zone, et comportant des secondes microrainures (9’) différentes desdites premières microrainures.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2505853A2 (fr) * 2011-03-30 2012-10-03 General Electric Company Microstructures pour réduire le bruit d'une structure dynamique fluide
EP3070317A1 (fr) * 2015-03-20 2016-09-21 Techspace Aero S.A. Refroidissement de turbomachine par évaporation
WO2018002514A1 (fr) 2016-06-28 2018-01-04 Safran Aircraft Engines Pièce et procédé de fabrication d'une pièce a traînée réduite par riblets évolutifs
FR3059735A1 (fr) * 2016-12-05 2018-06-08 Safran Aircraft Engines Piece de turbomachine a surface non-axisymetrique
EP3508416A1 (fr) * 2018-01-08 2019-07-10 Airbus Operations S.A.S. Elément aérodynamique d'un aéronef, pourvu d'un ensemble d'éléments protubérants

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2505853A2 (fr) * 2011-03-30 2012-10-03 General Electric Company Microstructures pour réduire le bruit d'une structure dynamique fluide
EP3070317A1 (fr) * 2015-03-20 2016-09-21 Techspace Aero S.A. Refroidissement de turbomachine par évaporation
WO2018002514A1 (fr) 2016-06-28 2018-01-04 Safran Aircraft Engines Pièce et procédé de fabrication d'une pièce a traînée réduite par riblets évolutifs
FR3059735A1 (fr) * 2016-12-05 2018-06-08 Safran Aircraft Engines Piece de turbomachine a surface non-axisymetrique
EP3508416A1 (fr) * 2018-01-08 2019-07-10 Airbus Operations S.A.S. Elément aérodynamique d'un aéronef, pourvu d'un ensemble d'éléments protubérants

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