FR3118792A1 - Module pour une turbomachine d’aeronef - Google Patents

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Eva Julie LEBEAULT
Anthony BINDER
Laurent SOULAT
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Safran Aircraft Engines SAS
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Safran Aircraft Engines SAS
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Abstract

L’invention concerne un module pour une turbomachine (1) d’aéronef, ce module s’étendant autour d’un axe longitudinal (X) et comprenant : - un moyeu (12), et - des aubes (13) à angle de calage variable montées sur le moyeu (12), chacune des aubes (13) comprenant: - une pale (16) s’étendant radialement par rapport à l’axe longitudinal (X) entre une tête (16a) et un pied (16b), la pale (16) présentant une hauteur (H1), - une plateforme (17) reliée au pied (16b) et présentant une forme générale circulaire à partir de laquelle s’étend la pale (16), la plateforme (17) étant mobile en rotation autour d’un axe de rotation s’étendant radialement par rapport à l’axe longitudinal (X) et passant par le centre de la plateforme (17) et - au moins une ailette (18, 18a, 18b) ménagée au moins en partie sur la plateforme (17), l’ailette (18, 18a, 18b) s’étendant radialement par rapport à l’axe longitudinal (X) à partir de la plateforme (17) entre une première extrémité (18a’) et une seconde extrémité (18b’) opposée, l’ailette (18, 18a, 18b) présentant une hauteur (H2) inférieure à la hauteur (H1) de la pale (16), et comprenant un second bord d’attaque (18c) et un second bord de fuite (18c’), une seconde face intrados (18i) et une seconde face extrados (18e) reliant le second bord d’attaque (18c) au second bord de fuite (18c’). Figure d’abrégé : Figure 3

Description

MODULE POUR UNE TURBOMACHINE D’AERONEF
Domaine technique de l'invention
L’invention concerne les modules pour les turbomachines d’aéronef. L’invention s’applique particulièrement aux soufflantes de turbomachines d’aéronef.
Arrière-plan technique
De manière bien connue, une turbomachine d’aéronef s’étend selon un axe longitudinal et comprend une soufflante permettant l’aspiration d’un flux d’air se divisant en un flux primaire et un flux secondaire. Le flux primaire traverse le moteur de la turbomachine tandis que le flux secondaire est dirigé vers l’extérieur par rapport au flux primaire, par exemple en étant dirigé vers une veine secondaire délimitée extérieurement par un carter fixé à une nacelle de l’aéronef et intérieurement par une structure de support du moteur. Alternativement, sur les architectures de turbomachines dites non carénées, ne présentant par essence pas de nacelle extérieure à la soufflante, la veine secondaire est délimitée extérieurement par la surface fictive balayée par le sommet des aubes d’une hélice de la soufflante.
Le flux primaire est comprimé au sein, par exemple, d’un compresseur basse pression puis un compresseur haute pression du moteur. L’air comprimé est ensuite mélangé à un carburant et brulé au sein d’une chambre annulaire de combustion agencée en aval de la série de compresseurs. Les gaz formés par la combustion traversent une turbine haute pression et une turbine basse pression situées en aval de la chambre de combustion et qui permettent d’entrainer les compresseurs. Les gaz s’échappent enfin au travers d’une tuyère dont la section permet l’accélération de ces gaz pour générer de la propulsion.
La soufflante, les compresseurs ou encore les turbines sont formés d’un module comprenant au moins un moyeu entrainé en rotation autour de l’axe longitudinal de la turbomachine et des aubes à angle de calage variable montées sur le moyeu. Les aubes à angle de calage variable correspondent à des aubes dont l'orientation peut être réglée afin de modifier les caractéristiques d'écoulement des gaz selon les régimes de fonctionnement de la turbomachine. Une turbomachine comprenant une soufflante formée d’un module comprenant des aubes à angle de calage variable est connue sous l’acronyme VPF pour Variable Pitch Fan en langue anglaise.
Par ailleurs, les aubes à angle de calage variable équipant un stator de compresseur sont typiquement connues sous l’acronyme VSV pour Variable Stator Vanes en langue anglaise.
Une aube à calage variable comprend typiquement une pale s’étendant radialement par rapport à l’axe longitudinal entre une tête et un pied. La pale présente en outre un profil aérodynamique et comprend ainsi une face intrados et une face extrados qui relient un bord d’attaque à un bord de fuite de la pale. En outre, le pied de la pale est relié à une plateforme, la plateforme étant reliée au moyeu auquel l’aube est montée par ailleurs via une embase d’aube associée à un pivot de support d’aube qui sont agencés sous la plateforme.
Le caractère variable de l’angle de calage des aubes induit des contraintes de conception dans la zone du pied de la pale. Par exemple, la corde de profil de pied de pale doit être dimensionnée de façon à éviter un contact inter-aubes lors d’un changement de calage et/ou la surface aérodynamique extérieure du moyeu peut être aménagée.
De telles contraintes dans la conception des aubes dégradent le comportement aérodynamique de l’écoulement au niveau des pieds. On constate ainsi des décollements sur les faces intrados et/ou extrados des pales au niveau du bord de fuite et/ou du bord d’attaque. Cette dégradation de l’écoulement du flux engendre une diminution des performances dans la zone concernée c’est-à-dire de la soufflante, du compresseur voire de la turbine. Lorsque les performances de la soufflante sont diminuées alors l’alimentation du compresseur, qui est situé à l’aval de la soufflante, est directement impactée.
Afin de prévenir des décollements dans une turbomachine, le document WO-A1-2015092306 propose de former une ou des ailettes sur une plateforme, entre deux pales consécutives. Selon ce document, l’ailette présente une section triangulaire, c’est-à-dire qu’elle présente deux faces obliques se rejoignant sur une arrête dorsale.
Cette solution ne donne pas entière satisfaction. En effet, cette solution n’est pas adaptée à des aubes à angle de calage variable. En effet, la section triangulaire des ailettes affaiblit la résistance des ailettes qui ne permettent pas de prévenir les risques de décollement et de décrochage aérodynamiques dans le cas d’une variation d’incidence des aubes adjacentes.
Il existe ainsi un besoin de fournir un module de turbomachine présentant des aubes à calage variable dans lequel l’écoulement du flux est amélioré.
A cet effet, l’invention propose module pour une turbomachine d’aéronef, ce module s’étendant autour d’un axe longitudinal et comprenant :
- un moyeu, et
- des aubes à angle de calage variable montées sur le moyeu, chacune des aubes comprenant:
- une pale s’étendant radialement par rapport à l’axe longitudinal entre une tête et un pied, la pale présentant une hauteur H1 et comprenant un premier bord d’attaque et un premier bord de fuite, une première face intrados et une première face extrados reliant le premier bord d’attaque au premier bord de fuite,
- une plateforme reliée au pied et présentant une forme générale circulaire à partir de laquelle s’étend la pale, la plateforme étant mobile en rotation autour d’un axe de rotation s’étendant radialement par rapport à l’axe longitudinal et passant par le centre de la plateforme et
- au moins une ailette ménagée au moins en partie sur la plateforme, l’ailette s’étendant radialement par rapport à l’axe longitudinal à partir de la plateforme entre une première extrémité et une seconde extrémité opposée, l’ailette présentant une hauteur H2 inférieure à la hauteur H1 de la pale, et comprenant un second bord d’attaque et un second bord de fuite, une seconde face intrados et une seconde face extrados reliant le second bord d’attaque au second bord de fuite.
Le module selon l’invention comprend donc une ailette. L’ailette permet de guider l’écoulement du flux de gaz le long du moyeu afin de réduire le décollement sur la face intrados et/ou extrados des pales des aubes à angle de calage variable en limite intérieure de veine à proximité du moyeu. Selon l’invention, l’ailette est ménagée au moins en partie directement sur la plateforme. Ceci permet d’assurer une orientation relative de l’ailette par rapport à l’aube constante quel que soit l’angle de calage. En outre, selon l’invention, l’ailette présente un profil aérodynamique, c’est-à-dire que l’ailette comprend, à l’image de la pale de l’aube, un second bord d’attaque et un second bord de fuite, une seconde face intrados et une seconde face extrados reliant le second bord d’attaque au second bord de fuite. Un tel profil permet de guider l’écoulement de manière performante à proximité du moyeu, c’est à dire en minimisant les pertes aérodynamiques associées à ce guidage, avec la qualité du guidage du pied de l’aube adjacente et ce quel que soit l’angle de calage de cette aube.
Le module selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- la première face extrados est en vis-à-vis de la seconde face intrados,
- la première face intrados est en vis-à-vis de la seconde face extrados,
- l’ailette présente une corde de profil de pied présentant un milieu aligné avec le milieu d’une corde de profil de pied de la pale,
- l’ailette est agencée entre un diamètre tangentiel de la plateforme s’étendant tangentiellement par rapport à l’axe longitudinal du module et un bord amont de la plateforme,
- l’ailette est agencée entre un diamètre tangentiel de la plateforme s’étendant tangentiellement par rapport à l’axe longitudinal du module et un bord aval de la plateforme,
- l’ailette chevauche un bord amont ou aval de la plateforme,
- la plateforme comprend un logement en son centre dans lequel est agencé le pied et un pivot monté sur le moyeu, le module comprenant un dispositif de commande du calage de l’aube relié au pivot,
- la hauteur H2 de l’ailette est comprise entre 10 mm et 300 mm, plus particulièrement entre 50 mm et 300 mm, par exemple entre 50 mm et 200 mm.
L’invention concerne également une soufflante comprenant un module selon l’une quelconque des caractéristiques précédentes, la soufflante étant carénée ou non carénée.
L’invention concerne également une turbomachine pour un aéronef comprenant un module selon l’une quelconque des caractéristiques précédentes ou la soufflante ci-dessus.
Brève description des figures
D’autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui suit d’un mode de réalisation non limitatif de l’invention en référence aux dessins annexés sur lesquels :
la est une représentation schématique d’un exemple d’une turbomachine d’aéronef ;
la est une représentation schématique d’un autre exemple d’une turbomachine d’aéronef,
la est une représentation schématique d’un autre exemple d’une turbomachine d’aéronef,
la est une vue en coupe transversale d’une aube à angle de calage variable selon l’invention,
la est une vue en coupe transversale simplifiée d’une aube à angle de calage variable selon l’invention,
la est une vue en coupe transversale d’une aube à angle de calage variable selon l’invention,
[Fig.5a-5r] les figures 5a-5r représentent des variantes de réalisation du mode de réalisation de la .
Description détaillée de l'invention
Une turbomachine 1 d’aéronef est par exemple représentée sur la . La turbomachine 1 est selon cet exemple un turboréacteur double flux. Selon un exemple non représenté, la turbomachine 1 est un turbopropulseur.
La turbomachine 1 s’étend selon un axe longitudinal X. La turbomachine 1 comprend d’amont en aval dans le sens d’écoulement des gaz F le long de l’axe longitudinal X, une soufflante 2, un compresseur comprenant par exemple un compresseur basse pression 3, un compresseur haute pression 4, une chambre de combustion 5, une turbine comprenant par exemple une turbine haute pression 6, une turbine basse pression 7, et une tuyère 8.
Le rotor de la turbine basse pression 7 est relié aux rotors de la soufflante 2 et du compresseur basse pression 3 par un arbre basse pression 10. Avantageusement, le rotor de la turbine basse pression 7 est relié au rotor de la soufflante 2 par l’intermédiaire d’un réducteur de vitesse 11. Le réducteur de vitesse 11 est agencé axialement entre la soufflante 2 et le compresseur basse pression 3. L’entrainement de la soufflante 2 par l’intermédiaire du réducteur de vitesse 11 permet d’augmenter le diamètre de la soufflante 2 permettant ainsi l’obtention d’un taux de dilution plus important. La consommation de carburant est donc optimisée. Le réducteur de vitesse 11 comprend une couronne 11a, des satellites 11b et un arbre planétaire porté par un arbre porte-satellites 11c. Dans l’exemple de la , la couronne 11a est fixe en rotation et le porte-satellites 11c est mobile en rotation. Le porte-satellites 11c est relié à la soufflante 2 et la couronne 11a est relié à une structure fixe de la turbomachine 1. Le réducteur de vitesse 11 est alors appelé réducteur de vitesse à train épicycloïdal. Selon une alternative non représentée, le porte-satellites 11c est fixe en rotation et la couronne 11a est mobile en rotation. Elle est reliée à la soufflante 2. Le réducteur de vitesse 11 est alors de type planétaire.
Le rotor de la turbine haute pression 6 est relié au rotor du compresseur haute pression 4 par un arbre haute pression 9.
La soufflante 2 permet l’aspiration d’un flux d’air F0 se divisant en un flux primaire F1 et un flux secondaire F2. Le flux primaire F1 traverse une veine primaire de la turbomachine 1 tandis que le flux secondaire F2 est dirigé par exemple vers une veine secondaire de la turbomachine 1.
Le flux primaire F1 est comprimé au sein du compresseur basse pression 3 puis du compresseur haute pression 4. L’air comprimé est ensuite mélangé à un carburant et brulé au sein de la chambre de combustion 5. Les gaz formés par la combustion traversent les turbines haute pression 6 et basse pression 7. Les gaz s’échappent enfin au travers de la tuyère 8 dont la section permet l’accélération de ces gaz pour générer de la propulsion par exemple.
La soufflante 2, le compresseur ou encore la turbine sont formés d’un module s’étendant autour de l’axe longitudinal X. Le module comprend un moyeu 12, des aubes 13 à angle de calage variable montées sur le moyeu 12 et avantageusement un dispositif de commande 20 du calage des aubes 13.
Sur l’exemple de la , la soufflante 2 est équipée d’un tel module. La turbomachine 1 est connue dans le domaine technique de l’invention sous l’acronyme VPF pour « Variable Pitch Fan » en langue anglaise. Selon cet exemple, le moyeu 12 est annulaire. Il délimite intérieurement un passage de circulation du flux d’air F0 en amont des veines primaire et secondaire. Le moyeu 12 est par exemple mobile en rotation autour de l’axe longitudinal X.
Selon l’exemple de la , la soufflante 2 comprend une première rangée annulaire 13a d’aubes 13 à angle de calage variable montée sur le moyeu 12. La première rangée annulaire 13a d’aubes 13 à angle de calage variable est mobile en rotation autour de l’axe longitudinal X. Selon cet exemple, la rangée annulaire 13a d’aubes à angle de calage variable est agencée à l’intérieur d’une nacelle 15. La surface interne de la nacelle 15 délimite extérieurement la veine secondaire d’écoulement du flux secondaire F2. Selon cet exemple, la soufflante 2 est donc carénée.
Dans le cas d’un turbopropulseur (non représenté), la première rangée annulaire 13a d’aubes à angle de calage variable n’est pas entourée par la nacelle 15. La soufflante 2 est non carénée.
Selon un autre exemple représenté sur la , la soufflante 2 est également non carénée. La soufflante 2 comprend une première rangée annulaire 13a d’aubes 13 à angle de calage variable et une secondaire rangée annulaire 13b d’aubes 13 par exemple aussi à angle de calage variable, montées sur le moyeu 12. La première rangée annulaire 13a d’aubes 13 et la seconde rangée annulaire 13b d’aubes 13 sont mobiles en rotation autour de l’axe longitudinal X. Les première et seconde rangées annulaires 13a, 13b d’aubes 13 à angle de calage variable sont par exemple contrarotatives. Une telle turbomachine 1 est connue sous l’acronyme CROR pour « Contra Rotating Open Rotor » en langue anglaise.
Selon un autre exemple représenté sur la , la première rangée annulaire 13a d’aubes 13 est mobile en rotation. Une rangée annulaire supplémentaire 13b’ d’aubes 13 fixe en rotation autour de l’axe longitudinal X est montée en aval de la soufflante 2 sur un moyeu fixe 12a. Une telle turbomachine 1 est connue sous l’acronyme USF pour « Unducted Single Fan » en langue anglaise.
Les aubes 13 de la première rangée 13a et/ou de la seconde rangée 13b et/ou de la rangée supplémentaire 13b’ sont à angle de calage variable.
Chaque aube 13 à angle de calage variable comprend une pale 16, un pied 16b, une plateforme 17 et une ailette 18.
La pale 16 s’étend radialement par rapport à l’axe longitudinal X entre une tête 16a et le pied 16b. La pale 16 présente une hauteur H1 mesurée entre la tête 16a et le pied 16b par exemple comprise entre 700 mm et 2000 mm, par exemple entre 700 mm et 800 mm pour une turbomachine 1 de type VPF et 1500 mm pour une turbomachine 1 de type USF. La pale 16 est mobile en rotation autour d'un axe radial par rapport à l’axe longitudinal X , qui passe par le centre du pied 16b et qui constitue l'axe principal de la pale 16.
Le dispositif de commande 20 est relié au pied 16b de l’aube 16 pour entrainer la pale 16 en rotation par l’intermédiaire du pied 16b et régler son orientation.
Comme mieux visible sur la sur laquelle l’ailette 18 a été omise pour plus de clarté, la pale 16 présente un profil aérodynamique. La pale 16 comprend un premier bord d’attaque 16c et un premier bord de fuite 16c’, une première face intrados 16i et une première face extrados 16e reliant le premier bord d’attaque 16c au premier bord de fuite 16c’. La pale 16 présente une corde C1 de profil de pied d’une longueur comprise entre 200 mm et 700 mm, par exemple comprise entre 200 mm et 400 mm pour une turbomachine 1 de type VPF et entre 400 mm et 700 mm pour une turbomachine 1 de type USF. Le profil de la pale 16 présente une épaisseur maximale E1 par exemple comprise entre 15 mm et 200 mm. Pour une architecture de type VPF ou USF, l’épaisseur maximale E1 est par exemple comprise entre 15 mm et 60 mm et pour un turbopropulseur l’épaisseur maximale E1 est par exemple comprise entre 60 mm et 200 mm.
La plateforme 17 est ménagée directement sur le moyeu 12. Selon un autre exemple la plateforme 17 peut comprendre un pivot (non visible) monté sur le moyeu 12. Le pivot est centré sur la plateforme 17. Le dispositif de commande 20 est alors relié au pieds 16b par l’intermédiaire du pivot de la plateforme 17.
La plateforme 17 est mobile en rotation autour d’un axe de rotation s’étendant radialement par rapport à l’axe longitudinal X et passant par le centre de la plateforme 17. L’axe de rotation de la plateforme 17 est confondu avec l’axe du pivot et l’axe de la pale 16.
La plateforme 17 est circulaire et présente un rayon R1. La plateforme 17 présente un diamètre DR qui s’étend selon un axe tangentiel Y. L’axe Y s’étendant tangentiellement par rapport à l’axe longitudinal X. La plateforme 17 comprend un bord amont 17a et un bord aval 17b. Les bords amont et aval 17a, 17b sont semi-circulaires et symétriques par rapport au diamètre tangentiel DR. Les bords amont et aval 17a, 17b se rejoignent en une première et une seconde extrémité opposée. Les bords amont et aval 17a, 17b sont définis par rapport au sens d’écoulement du flux F le long de l’axe longitudinal X.
La plateforme 17 présente une surface circulaire à partir de laquelle s’étendent la pale 16 et l’ailette 18. La surface de la plateforme 17 comprend quatre secteurs :
- un premier secteur amont SAe délimité par le diamètre tangentiel DR, la première surface extrados 16e de la pale 16 et le bord amont 17a,
- un second secteur amont SAi délimité par le diamètre tangentiel DR, la première surface intrados 16i de la pale 16 et le bord amont 17a,
- un premier secteur aval SAe’ délimité par le diamètre tangentiel DR, la première surface extrados 16e de la pale 16 et le bord aval 17b,
- un second secteur aval SAi’ délimité par le diamètre tangentiel DR, la première surface intrados 16e de la pale 16 et le bord aval 17b.
La pale 16 est par exemple centrée sur la plateforme 17. Par centrée sur la plateforme 17, il est entendu que le milieu de la corde C1 coïncide avec le centre O de la plateforme 17. Le pied 16b de l’aube 13 est relié à la plateforme 17. La plateforme 17 comprend par exemple un logement (non visible) en son centre O dans lequel le pied 16b est agencé.
La longueur de la corde C1 de profil de pied peut être supérieure au diamètre D1 de la plateforme 17. Selon un autre exemple indiqué en pointillé sur la , la longueur de la corde C1 de profil de pied peut être égale au diamètre D1 de la plateforme 1. Selon encore un autre exemple indiqué en traits pleins épais, la longueur de la corde C1 de profil de pied peut être inférieure au diamètre D1 de la plateforme 1.
Comme mieux visible sur la , avantageusement, les plateformes 17 sont reliées entre elles en particulier par une paroi externe du moyeu 12 délimitant une surface aérodynamique interne de l’écoulement du flux d’air F0 de la soufflante 2.
En outre, selon l’invention, l’aube 13 à angle de calage variable comprend au moins une ailette 18 afin de réduire les décollements sur la face intrados et/ou extrados 16i, 16e de la pale 16. L’ailette 18 est au moins en partie ménagée sur la plateforme 17 et s’étend radialement par rapport à l’axe longitudinal X à partir de la plateforme 17 entre une première extrémité 18a’ et une seconde extrémité 18b’ opposée. L’ailette 18 présente une hauteur H2 mesurée entre la première extrémité 18a’ et la seconde extrémité 18b’ inférieure à la hauteur H1 de la pale 16. La hauteur H2 de l’ailette 18 est par exemple comprise entre 10 mm et 300 mm, et plus particulièrement entre 50 mm et 300 mm et plus particulièrement entre 50 mm et 200 mm, en fonction en particulier de la hauteur H1 de l’aube, et/ou des turbulences à traiter. La hauteur H2 de l’ailette 18 est par exemple inférieure ou égale à 10% de la hauteur H1 de la pale 16. Le profil de l’ailette 18 présente une épaisseur maximale E2 inférieure à l’épaisseur maximale E1 du profil de la pale 16. L’épaisseur maximale E2 est par exemple comprise entre 5 mm et 50 mm.
Comme mieux visible par exemple sur la , l’ailette 18 présente un profil aérodynamique. L’ailette 18 comprend un second bord d’attaque 18c et un second bord de fuite 18c’, une seconde face intrados 18i et une seconde face extrados 18e reliant le second bord d’attaque 18c au second bord de fuite 18c’. L’ailette 18 présente une corde C2 de profil de pied d’une longueur inférieure à la corde C1 de profil de pied de la pale 16.
L’ailette 18 s’étend au moins en partie sur la surface de la plateforme 17.
Selon un exemple de réalisation, la première face intrados 16i est en vis-à-vis de la seconde face extrados 18e.
Selon un autre exemple de réalisation, la première face extrados 16e est en vis-à-vis de la seconde face intrados 18i.
L’ailette 18 s’étend avantageusement sur le premier secteur amont SAe. Comme représenté sur la , la première face extrados 16e de la pale 16 est en vis-à-vis de la seconde face intrados 18i de l’ailette 18. L’ailette 18 est agencée entre le diamètre tangentiel DR de la plateforme 17 et le bord amont 17a de la plateforme 17.
Selon une variante de réalisation, l’ailette 18 s’étend sur le premier secteur aval SAe’. Comme représenté sur la , la première face extrados 16e de la pale 16 est en vis-à-vis de la seconde face intrados 18i de l’ailette 18. L’ailette 18 est agencée entre le diamètre tangentiel DR de la plateforme 17 et le bord aval 17b de la plateforme 17. Préférentiellement, le maitre couple respectif du profil de pied de la pale 16 et de l’ailette 18 est situé entre 10% et 70% de la longueur des cordes C1, C2 du profil de pied de l’ailette 18 et de la pale 16, préférentiellement à 30%.
Selon encore une variante de réalisation, l’ailette 18 s’étend sur le second secteur amont SAi. Comme représenté sur la , la première face intrados 16i de la pale 16 est en vis-à-vis de la seconde face extrados 18e de l’ailette 18. L’ailette 18 est agencée entre le diamètre tangentiel DR de la plateforme 17 et le bord amont 17a de la plateforme 17.
Selon encore une variante de réalisation, l’ailette 18 s’étend sur le second secteur aval SAi’. Comme représenté sur la , la première face intrados 16i de la pale 16 est en vis-à-vis de la seconde face extrados 18e de l’ailette 18. L’ailette 18 est agencée entre le diamètre tangentiel DR de la plateforme 17 et le bord aval 17b de la plateforme 17.
Selon encore une variante de réalisation, l’ailette 18 s’étend à cheval entre le premier secteur amont SAe et le premier secteur aval SAe’. Comme représenté sur la , la première face extrados 16e de la pale 16 est en vis-à-vis de la seconde face intrados 18i de l’ailette 18.
Avantageusement, le milieu de la corde C2 de profil de pied de l’ailette 18 est aligné avec le milieu de la corde C1 de profil de pied de la pale 16.
Selon un premier exemple représenté sur la , le milieu de la corde C2 de profil de pied de l’ailette 18 est situé à égale distance du milieu de la corde C1 de profil de pied de la pale 16 et de l’extrémité de la plateforme 17. Selon un autre exemple représenté sur la , le milieu de la corde C2 de profil de pied de l’ailette 18 est relativement plus proche de l’extrémité de la plateforme 17 que du centre O de la plateforme 17.
Selon un autre exemple représenté sur la , le milieu de la corde C2 de profil de pied de l’ailette 18 est relativement plus proche du centre O de la plateforme 17 que l’extrémité de la plateforme 17.
Selon encore une variante de réalisation, l’ailette 18 s’étend à cheval entre le second secteur amont SAi et le second secteur aval SAi’. Comme représenté sur la , la première face intrados 16i de la pale 16 est en vis-à-vis de la seconde face extrados 18e de l’ailette 18.
Avantageusement, le milieu de la corde C2 de profil de pied de l’ailette 18 est aligné avec le milieu de la corde C1 de profil de pied de la pale 16.
Selon un premier exemple représenté sur la , le milieu de la corde C2 de profil de pied de l’ailette 18 est situé à égale distance du milieu de la corde C1 de profil de pied de la pale 16 et de l’extrémité de la plateforme 17. Selon un autre exemple représenté sur la , le milieu de la corde C2 de profil de pied de l’ailette 18 est relativement plus proche de l’extrémité de la plateforme 17 que du centre O de la plateforme 17.
Selon un autre exemple représenté sur la , le milieu de la corde C2 de profil de pied de l’ailette 18 peut être relativement plus proche du centre O de la plateforme 17 que de l’extrémité de la plateforme 17.
Selon encore une variante représentée sur les figures 5j à 5m, l’ailette 18 chevauche le bord amont 17a ou aval 17b de la plateforme 17.
Selon encore une variante représentée sur les figures 5n et 5o, l’ailette 18 chevauche une extrémité de la plateforme 17 rejoignant les bord amont 17a et aval 17b. L’ailette 18 est à cheval sur la plateforme 17 et sur la paroi correspondante du moyeu 12 en bordure de la plateforme 17. L’ailette 18 est selon cet exemple partiellement ménagée sur la plateforme 17 et est localement rattachée à la plateforme 17. Selon cet exemple, il existe un jeu entre le moyeu 12 et l’ailette 18.
Avantageusement, l’aube 13 à angle de calage variable comprend une pluralité d’ailettes 18. Comme représenté sur les figures 5p à 5r, une première ailette 18a et une seconde ailette 18b sont ménagées sur la plateforme 17. La première ailette 18a et la seconde ailette 18b peuvent être agencées selon l’un quelconque des modes décrits ci-dessus pris en combinaison les uns avec les autres.
Par exemple, et comme illustré sur la , la pale 16 est agencée entre la première ailette 18a et la seconde ailette 18b, les milieux des cordes C1, C2 de profil de pied étant alignés.
Selon encore un autre exemple représenté sur la , les secondes faces intrados 18i des première et seconde ailettes 18a, 18b sont en vis à de la première face extrados 16e de la pale 16. La première ailette 18a est agencée entre le diamètre tangentiel DR et le bord aval 17b de la plateforme 17. La seconde ailette 18b est agencée entre le diamètre tangentiel DR et le bord amont 17a de la plateforme 17.
Selon encore un autre exemple représenté sur la , la seconde face intrados 18i de la première ailette 18a est en vis-à-vis de la première face extrados 16e de la pale 16. La seconde face extrados 18e de la seconde ailette 18b est en vis-à-vis de la première face intrados 16i de la pale 16. Selon cet exemple, la première ailette 18a est agencée entre le diamètre tangentiel DR et le bord aval 17b de la plateforme 17. La seconde ailette 18b est agencée entre le diamètre tangentiel DR et le bord amont 17a de la plateforme 17.
Les ailettes 18, 18a, 18b selon l’invention permettent de guider l’écoulement du flux dans la zone du pied 16a de la pale 16. Les ailettes 18, 18a, 18b permettent ainsi de réduire le décollement sur la face intrados 16i ou extrados 16e de la pale 16. En outre, selon l’invention, l’orientation des ailettes 18, 18a, 18b par rapport à la pale 16 est constante grâce à la formation des ailettes directement sur la plateforme 17 portant la pale 16.

Claims (11)

  1. Module pour une turbomachine (1) d’aéronef, ce module s’étendant autour d’un axe longitudinal (X) et comprenant :
    - un moyeu (12), et
    - des aubes (13) à angle de calage variable montées sur le moyeu (12), chacune des aubes (13) comprenant:
    - une pale (16) s’étendant radialement par rapport à l’axe longitudinal (X) entre une tête (16a) et un pied (16b), la pale (16) présentant une hauteur (H1) et comprenant un premier bord d’attaque (16c) et un premier bord de fuite (16c’), une première face intrados (16i) et une première face extrados (16e) reliant le premier bord d’attaque (16c) au premier bord de fuite (16c’),
    - une plateforme (17) reliée au pied (16b) et présentant une forme générale circulaire à partir de laquelle s’étend la pale (16), la plateforme (17) étant mobile en rotation autour d’un axe de rotation s’étendant radialement par rapport à l’axe longitudinal (X) et passant par le centre de la plateforme (17) et
    - au moins une ailette (18, 18a, 18b) ménagée au moins en partie sur la plateforme (17), l’ailette (18, 18a, 18b) s’étendant radialement par rapport à l’axe longitudinal (X) à partir de la plateforme (17) entre une première extrémité (18a’) et une seconde extrémité (18b’) opposée, l’ailette (18, 18a, 18b) présentant une hauteur (H2) inférieure à la hauteur (H1) de la pale (16), et comprenant un second bord d’attaque (18c) et un second bord de fuite (18c’), une seconde face intrados (18i) et une seconde face extrados (18e) reliant le second bord d’attaque (18c) au second bord de fuite (18c’).
  2. Module selon la revendication 1, caractérisé en ce que la première face extrados (16e) est en vis-à-vis de la seconde face intrados (18i).
  3. Module selon la revendication 1, caractérisé en ce que la première face intrados (16i) est en vis-à-vis de la seconde face extrados (18e).
  4. Module selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l’ailette (18, 18a, 18b) présente une corde (C2) de profil de pied présentant un milieu aligné avec le milieu d’une corde (C1) de profil de pied de la pale (16).
  5. Module selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que l’ailette (18, 18a, 18b) est agencée entre un diamètre tangentiel (DR) de la plateforme (17) s’étendant tangentiellement par rapport à l’axe longitudinal (X) du module et un bord amont (17a) de la plateforme (17).
  6. Module selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que l’ailette (18, 18a, 18b) est agencée entre un diamètre tangentiel (DR) de la plateforme (17) s’étendant tangentiellement par rapport à l’axe longitudinal (X) du module et un bord aval (17b) de la plateforme (17).
  7. Module selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que l’ailette (18, 18a, 18b) chevauche un bord amont (17a) ou aval (17b) de la plateforme (17).
  8. Module selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la plateforme (17) comprend un logement en son centre dans lequel est agencé le pied (16b) et un pivot monté sur le moyeu (12), le module comprenant un dispositif de commande (20) du calage de l’aube (13) relié au pivot.
  9. Module selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la hauteur (H2) de l’ailette 18 est comprise entre 10 mm et 300 mm, plus particulièrement entre 50 mm et 300 mm, par exemple entre 50 mm et 200 mm.
  10. Soufflante (2) comprenant un module selon l’une quelconque des revendications précédentes, la soufflante (2) étant carénée ou non carénée.
  11. Turbomachine (1) pour un aéronef comprenant un module selon l’une quelconque des revendications 1 à 9 ou une soufflante (2) selon la revendication 10.
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20240044253A1 (en) * 2022-08-04 2024-02-08 General Electric Company Fan for a turbine engine
US12037921B2 (en) * 2022-08-04 2024-07-16 General Electric Company Fan for a turbine engine

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2005040559A1 (fr) * 2003-10-17 2005-05-06 Paolo Pietricola Pales de rotor ou de stator a portance elevee dotees de section transversale a plusieurs surfaces portantes adjacentes
US20100124487A1 (en) * 2008-11-19 2010-05-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Multi-vane variable stator unit of a fluid flow machine
WO2015092306A1 (fr) 2013-12-18 2015-06-25 Snecma Pièce ou ensemble de pièces de turbomachine et turbomachine associée
US20180017079A1 (en) * 2016-07-15 2018-01-18 General Electric Company Variable-cycle compressor with a splittered rotor
US20200240283A1 (en) * 2019-01-24 2020-07-30 MTU Aero Engines AG Guide vane cascade for a turbomachine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2005040559A1 (fr) * 2003-10-17 2005-05-06 Paolo Pietricola Pales de rotor ou de stator a portance elevee dotees de section transversale a plusieurs surfaces portantes adjacentes
US20100124487A1 (en) * 2008-11-19 2010-05-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Multi-vane variable stator unit of a fluid flow machine
WO2015092306A1 (fr) 2013-12-18 2015-06-25 Snecma Pièce ou ensemble de pièces de turbomachine et turbomachine associée
US20180017079A1 (en) * 2016-07-15 2018-01-18 General Electric Company Variable-cycle compressor with a splittered rotor
US20200240283A1 (en) * 2019-01-24 2020-07-30 MTU Aero Engines AG Guide vane cascade for a turbomachine

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20240044253A1 (en) * 2022-08-04 2024-02-08 General Electric Company Fan for a turbine engine
US12037921B2 (en) * 2022-08-04 2024-07-16 General Electric Company Fan for a turbine engine

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