FR3126453A1 - Turbofan engine with inlet guide vanes - Google Patents

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Safran Aircraft Engines SAS
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Abstract

Turboréacteur (1) présentant un axe longitudinal (1), le turboréacteur (1) comprenant un carénage (2) entourant une soufflante (3) et une pluralité d’aubes de guidage d’entrée (5) disposées en amont de ladite soufflante (3) selon l’axe longitudinal (A). La soufflante (3) comprend une pluralité d’aubes de soufflante (7), chaque aube de soufflante (7) comprenant un bord d’attaque (17) amont, comprenant une première extrémité (B) radialement interne et une deuxième extrémité (T) radialement externe, les deux extrémités étant séparées l’une de l’autre radialement d’une hauteur (Hs) d’aube de soufflante (7). Les aubes de guidage d’entrée (5) s’étendent en saille radialement vers l’intérieur depuis le carénage (2), chaque aube de guidage d’entrée (5) présentant une longueur (Hg) radiale supérieure ou égale à 20% de la hauteur (Hs) d’aube de soufflante (7). Figure à publier avec l’abrégé : 1Turbojet engine (1) having a longitudinal axis (1), the turbojet engine (1) comprising a shroud (2) surrounding a fan (3) and a plurality of inlet guide vanes (5) arranged upstream of said fan ( 3) along the longitudinal axis (A). The fan (3) comprises a plurality of fan blades (7), each fan blade (7) comprising an upstream leading edge (17), comprising a radially inner first end (B) and a second end (T ) radially external, the two ends being separated from each other radially by a height (Hs) of the fan blade (7). The inlet guide vanes (5) project radially inward from the shroud (2), each inlet guide vane (5) having a radial length (Hg) greater than or equal to 20% the height (Hs) of the fan blade (7). Figure to be published with abstract: 1

Description

Turboréacteur à aubes de guidage d’entréeTurbofan engine with inlet guide vanes

Domaine technique de l’inventionTechnical field of the invention

L’invention concerne un turboréacteur comprenant une soufflante et des aubes de guidage d’entrée, par exemple un turboréacteur à double flux.The invention relates to a turbojet engine comprising a fan and inlet guide vanes, for example a turbofan engine.

L’invention concerne également un aéronef équipé d’un tel turboréacteur.The invention also relates to an aircraft equipped with such a turbojet engine.

Etat de la technique antérieureState of the prior art

Dans la plupart des turboréacteurs à double flux, une soufflante est placée en amont d’un compresseur base pression. La soufflante comprend des aubes régulièrement réparties autour d’un axe longitudinal du turboréacteur, en rotation à grande vitesse autour de cet axe longitudinal.In most turbofan engines, a fan is placed upstream of a low pressure compressor. The fan comprises blades regularly distributed around a longitudinal axis of the turbojet, rotating at high speed around this longitudinal axis.

L’entrée d’air d’un turboréacteur est la partie située en amont de la soufflante. Elle a pour rôle de capter l’air dans les meilleures conditions et de le guider vers ladite soufflante et ledit compresseur basse pression de manière régulière, afin d’en améliorer le comportement aérodynamique.The air inlet of a turbojet engine is the part located upstream of the fan. Its role is to capture the air in the best conditions and to guide it towards said fan and said low-pressure compressor on a regular basis, in order to improve their aerodynamic behavior.

A cet effet, il est connu de placer en amont de la soufflante des aubes de guidage d’entrée propres à régulariser l’écoulement de l’air à travers cette partie du turboréacteur.To this end, it is known to place upstream of the fan inlet guide vanes capable of regulating the flow of air through this part of the turbojet engine.

De tels turboréacteurs sont décrits plus en détail dans les documents US 2018/0363676 A1, US 2018/0363675 A1 et US 2018/03635554 A1.Such turbojets are described in more detail in documents US 2018/0363676 A1, US 2018/0363675 A1 and US 2018/03635554 A1.

Les aubes de guidage d’entrée permettent d’accélérer la rotation de la soufflante et donc de l’arbre basse pression qu’elle entraîne, améliorant ainsi le rendement du système basse pression et permettant une diminution de la masse du turboréacteur.The inlet guide vanes make it possible to accelerate the rotation of the fan and therefore of the low pressure shaft it drives, thus improving the efficiency of the low pressure system and allowing a reduction in the weight of the turbojet engine.

Les aubes de soufflante sont très sensibles aux impacts de projectiles extérieurs, étant données leur grande dimension et leur vitesse de rotation élevée.Fan blades are very sensitive to impacts from external projectiles, given their large size and high rotation speed.

Un problème récurrent pour les aéronefs équipés de turboréacteurs est l’avalage par le turboréacteur d’oiseaux qui endommagent les aubes de soufflante. Les dégâts infligés peuvent entraîner une baisse de la poussée fournie par le turboréacteur, et nécessitent une inspection et un remplacement réguliers des aubes endommagées.A recurring problem for aircraft equipped with turbojet engines is the swallowing by the turbojet of birds which damage the fan blades. The damage inflicted can result in reduced thrust delivered by the turbojet engine, and requires regular inspection and replacement of damaged blades.

En ce qui concerne le test de résistance à l’avalement, les oiseaux sont classifiés dans des catégories de petite taille, taille moyenne et grande taille. On s’intéresse particulièrement ici aux avalages d’oiseaux de taille moyenne, qui causent des dégâts importants et sont relativement fréquents comparativement.For the swallowing resistance test, birds are classified into small, medium and large size categories. We are particularly interested here in the swallowing of medium-sized birds, which cause significant damage and are comparatively relatively frequent.

L’utilisation d’aubes de soufflante résistantes aux projectiles implique souvent une masse importante pour la soufflante et réduit les performances du système basse pression.The use of projectile resistant fan blades often imposes a large mass on the fan and reduces the performance of the low pressure system.

Il est donc souhaitable d’améliorer la protection de la soufflante contre les projectiles avalés par le turboréacteur, notamment les oiseaux de taille moyenne, sans augmenter de manière notable la masse du turboréacteur et sans détériorer ses performances et son rendement.It is therefore desirable to improve the protection of the fan against projectiles swallowed by the turbojet engine, in particular medium-sized birds, without significantly increasing the mass of the turbojet engine and without impairing its performance and its efficiency.

Présentation de l’inventionPresentation of the invention

L’invention vise à remédier à ces inconvénients. A cet effet, l’invention a pour objet un turboréacteur présentant un axe longitudinal, le turboréacteur comprenant un carénage entourant une soufflante et une pluralité d’aubes de guidage d’entrée disposées en amont de ladite soufflante selon l’axe longitudinal, la soufflante comprenant une pluralité d’aubes de soufflante, chaque aube de soufflante comprenant un bord d’attaque amont, comprenant une première extrémité radialement interne et une deuxième extrémité radialement externe, les deux extrémités étant séparées l’une de l’autre radialement d’une hauteur d’aube de soufflante,The invention aims to remedy these drawbacks. To this end, the subject of the invention is a turbojet engine having a longitudinal axis, the turbojet engine comprising a fairing surrounding a fan and a plurality of inlet guide vanes arranged upstream of said fan along the longitudinal axis, the fan comprising a plurality of fan blades, each fan blade comprising an upstream leading edge, comprising a first radially inner end and a second radially outer end, the two ends being separated from each other radially by a fan blade height,

caractérisé en ce que les aubes de guidage d’entrée s’étendent en saille radialement vers l’intérieur depuis le carénage, chaque aube de guidage présentant une longueur radiale supérieure ou égale à 20% de la hauteur d’aube de soufflante.characterized in that the inlet guide vanes project radially inward from the shroud, each guide vane having a radial length greater than or equal to 20% of the fan blade height.

Un tel turboréacteur permet d’avoir une protection améliorée des aubes de soufflante contre les projectiles avalés par le turboréacteur, notamment les oiseaux de taille moyenne, et améliore donc leur durabilité.Such a turbojet engine provides improved protection for the fan blades against projectiles swallowed by the turbojet engine, in particular medium-sized birds, and therefore improves their durability.

La longueur des aubes de guidage d’entrée permet de protéger la partie des aubes de soufflante la plus sensible aux impacts, qui s‘étend entre 85 % et 100 % de la hauteur de l’aube de soufflante. Cependant, les aubes de guidage d’entrée peuvent tout de même s’étendre sur une longueur radiale par exemple jusqu’à 40% et même jusqu’à 50% de la hauteur d’aube de soufflante.The length of the inlet guide vanes protects the part of the fan blades most sensitive to impacts, which extends between 85% and 100% of the height of the fan blade. However, the inlet guide vanes can still extend over a radial length for example up to 40% and even up to 50% of the fan blade height.

Une telle protection améliorée permet d’utiliser des aubes de soufflante de masse réduite, notamment dans leur partie radialement externe, ce qui améliore les performances aérodynamiques de la soufflante, permet de réduire l’épaisseur du carénage, et ainsi réduit la masse totale du turboréacteur.Such improved protection makes it possible to use fan blades of reduced mass, in particular in their radially outer part, which improves the aerodynamic performance of the fan, makes it possible to reduce the thickness of the fairing, and thus reduces the total mass of the turbojet .

Le turboréacteur peut comprendre un nombre d’aubes de guidage d’entrée supérieur ou égal à un rayon de la soufflante, mesuré en mètres, séparant radialement le sommet des aubes de soufflante de l’axe longitudinal, divisé par 0,0125.The turbojet engine may comprise a number of inlet guide vanes greater than or equal to a radius of the fan, measured in meters, radially separating the top of the fan vanes from the longitudinal axis, divided by 0.0125.

Un tel nombre minimal d’aubes de guidage d’entrée améliore fortement les chances d’interception d’un oiseau de taille moyenne avalé par le turboréacteur par au moins une des aubes de guidage d’entrée.Such a minimum number of inlet guide vanes greatly improves the chances of intercepting a medium-sized bird swallowed by the turbojet by at least one of the inlet guide vanes.

Le turboréacteur peut comprendre un nombre d’aubes de guidage d’entrée inférieur ou égal à un rayon de la soufflante, mesuré en mètres, séparant radialement un sommet des aubes de soufflante de l’axe longitudinal, divisé par 0,0075.The turbojet engine may comprise a number of inlet guide vanes less than or equal to a radius of the fan, measured in meters, radially separating a top of the fan vanes from the longitudinal axis, divided by 0.0075.

Un tel nombre maximal d’aubes de guidage d’entrée permet de conserver un fonctionnement aérodynamique satisfaisant en amont de la soufflante.Such a maximum number of inlet guide vanes makes it possible to maintain satisfactory aerodynamic operation upstream of the fan.

Pour chaque aube de guidage d’entrée, un angle de calage, formé avec l’axe longitudinal par une droite reliant une extrémité amont et une extrémité aval d’une section de l’aube de guidage d’entrée, dans un plan parallèle à l’axe longitudinal, peut être supérieur ou égal à 5°.For each inlet guide vane, a pitch angle, formed with the longitudinal axis by a straight line connecting an upstream end and a downstream end of a section of the inlet guide vane, in a plane parallel to the longitudinal axis, may be greater than or equal to 5°.

Une telle valeur minimale de l’angle de calage de l’aube de guidage d’entrée permet un amortissement suffisant d’un projectile avalé par le turboréacteur, notamment un oiseau de taille moyenne, pour réduire suffisamment les dégâts aux aubes de soufflante en aval.Such a minimum value of the pitch angle of the inlet guide vane allows sufficient damping of a projectile swallowed by the turbojet engine, in particular a medium-sized bird, to sufficiently reduce the damage to the fan blades downstream .

Ledit angle de calage peut être inférieur ou égal à 25°.Said pitch angle may be less than or equal to 25°.

Une telle valeur maximale de l’angle de calage permet de conserver un fonctionnement aérodynamique optimal des aubes de guidage d’entrée.Such a maximum value of the pitch angle makes it possible to maintain optimal aerodynamic operation of the inlet guide vanes.

Pour chaque aube de guidage d’entrée, un angle d’attaque, formé avec l’axe longitudinal par une droite reliant une extrémité amont d’une section de l’aube de guidage, dans un plan parallèle à l’axe longitudinal, et un point d’une ligne médiane de l’aube de guidage d’entrée s’étendant depuis un bord d’attaque jusqu’à un bord de fuite, séparé de l’extrémité amont par une longueur égale à 10% d’une longueur totale de la longueur de ladite ligne médiane dans ledit plan parallèle à l’axe longitudinal, peut être inférieur ou égal à 10°.For each inlet guide vane, an angle of attack, formed with the longitudinal axis by a straight line connecting an upstream end of a section of the guide vane, in a plane parallel to the longitudinal axis, and a point on a centerline of the inlet guide vane extending from a leading edge to a trailing edge, separated from the upstream end by a length equal to 10% of a length total length of said center line in said plane parallel to the longitudinal axis, may be less than or equal to 10°.

Une telle valeur maximale de l’angle d’attaque permet de conserver un fonctionnement aérodynamique satisfaisant des aubes de guidage d’entrée, notamment pour des valeurs élevées de l’angle de calage.Such a maximum value of the angle of attack makes it possible to maintain satisfactory aerodynamic operation of the inlet guide vanes, in particular for high values of the pitch angle.

Chaque aube de guidage d’entrée peut présenter une longueur radiale comprise entre 20 % et 50 % de la hauteur d’aube de soufflante.Each inlet guide vane may have a radial length between 20% and 50% of the fan blade height.

L’invention concerne également un aéronef comprenant un turboréacteur selon l’une des revendications précédentes.The invention also relates to an aircraft comprising a turbojet engine according to one of the preceding claims.

Brève description des figuresBrief description of figures

La est une vue en coupe partielle d’un turboréacteur comprenant une soufflante et des aubes de guidage d’entrée, There is a partial sectional view of a turbojet engine comprising a fan and inlet guide vanes,

la est une vue de face des aubes de guidage d’entrée du turboréacteur de la , there is a front view of the turbojet engine inlet guide vanes of the ,

la est une vue en coupe dans un plan orthoradial d’une aube de guidage d’entrée des figures 1 et 2, et there is a sectional view in an orthoradial plane of an inlet guide vane of Figures 1 and 2, and

la est une autre vue dans un plan orthoradial de l’aube de guidage d’entrée de la . there is another view in an orthoradial plane of the inlet guide vane of the .

Claims (8)

Turboréacteur (1) présentant un axe longitudinal (1), le turboréacteur (1) comprenant un carénage (2) entourant une soufflante (3) et une pluralité d’aubes de guidage d’entrée (5) disposées en amont de ladite soufflante (3) selon l’axe longitudinal (A),
la soufflante (3) comprenant une pluralité d’aubes de soufflante (7), chaque aube de soufflante (7) comprenant un bord d’attaque (17) amont, comprenant une première extrémité (B) radialement interne et une deuxième extrémité (T) radialement externe, les deux extrémités étant séparées l’une de l’autre radialement d’une hauteur (Hs) d’aube de soufflante (7),
caractérisé en ce que les aubes de guidage d’entrée (5) s’étendent en saille radialement vers l’intérieur depuis le carénage (2), chaque aube de guidage d’entrée (5) présentant une longueur (Hg) radiale supérieure ou égale à 20% de la hauteur (Hs) d’aube de soufflante (7).Turbojet engine (1) having a longitudinal axis (1), the turbojet engine (1) comprising a shroud (2) surrounding a fan (3) and a plurality of inlet guide vanes (5) arranged upstream of said fan ( 3) along the longitudinal axis (A),
the fan (3) comprising a plurality of fan blades (7), each fan blade (7) comprising an upstream leading edge (17), comprising a radially inner first end (B) and a second end (T ) radially external, the two ends being separated from each other radially by a height (Hs) of the fan blade (7),
characterized in that the inlet guide vanes (5) project radially inward from the shroud (2), each inlet guide vane (5) having a greater radial length (Hg) or equal to 20% of the height (Hs) of the fan blade (7). Turboréacteur (1) selon la revendication précédente, comprenant un nombre d’aubes de guidage d’entrée (5) supérieur ou égal à un rayon (R) de la soufflante (3), mesuré en mètres, séparant radialement un sommet (16) des aubes de soufflante (7) de l’axe longitudinal (A), divisé par 0,0125.Turbojet engine (1) according to the preceding claim, comprising a number of inlet guide vanes (5) greater than or equal to a radius (R) of the fan (3), measured in meters, radially separating a vertex (16) fan blades (7) from the longitudinal axis (A), divided by 0.0125. Turboréacteur (1) selon l’une des revendications précédentes, comprenant un nombre d’aubes de guidage d’entrée (5) inférieur ou égal à un rayon (R) de la soufflante (3), mesuré en mètres, séparant radialement un sommet (16) des aubes de soufflante (7) de l’axe longitudinal (A), divisé par 0,0075.Turbojet engine (1) according to one of the preceding claims, comprising a number of inlet guide vanes (5) less than or equal to a radius (R) of the fan (3), measured in meters, radially separating a vertex (16) of the fan blades (7) of the longitudinal axis (A), divided by 0.0075. Turboréacteur (1) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel, pour chaque aube de guidage d’entrée (5), un angle de calage (α), formé avec l’axe longitudinal (A) par une corde (C) reliant une extrémité amont (P1) et une extrémité aval (P2) d’une section de l’aube de guidage d’entre (5), dans un plan (P) parallèle à l’axe longitudinal (A), est supérieur ou égal à 5°.Turbojet engine (1) according to one of the preceding claims, in which, for each inlet guide vane (5), a pitch angle (α), formed with the longitudinal axis (A) by a chord (C) connecting an upstream end (P 1 ) and a downstream end (P 2 ) of a section of the inlet guide vane (5), in a plane (P) parallel to the longitudinal axis (A), is greater than or equal to 5°. Turboréacteur (1) selon la revendication précédente, dans lequel ledit angle de calage (α) est inférieur ou égal à 25°.Turbojet engine (1) according to the preceding claim, in which the said pitch angle (α) is less than or equal to 25°. Turboréacteur (1) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel, pour chaque aube de guidage d’entrée (5), un angle d’attaque (β1), formé avec l’axe longitudinal (A) par une droite (D) reliant une extrémité amont (P1) d’une section de l’aube de guidage d’entrée (5), dans un plan (P) parallèle à l’axe longitudinal (A), et un point (P3) d’une ligne médiane (S) de l’aube de guidage d’entrée (5) s’étendant depuis un bord d’attaque (17) jusqu’à un bord de fuite (19), séparé de l’extrémité amont (P1) par une longueur égale à 10% d’une longueur totale de la longueur de ladite ligne médiane (S) dans ledit plan (P) parallèle à l’axe longitudinal (A), est inférieur ou égal à 10°.Turbojet engine (1) according to one of the preceding claims, in which, for each inlet guide vane (5), an angle of attack (β 1 ), formed with the longitudinal axis (A) by a straight line ( D) connecting an upstream end (P 1 ) of a section of the inlet guide vane (5), in a plane (P) parallel to the longitudinal axis (A), and a point (P 3 ) of a center line (S) of the inlet guide vane (5) extending from a leading edge (17) to a trailing edge (19), separated from the upstream end ( P1) by a length equal to 10% of a total length of the length of said center line (S) in said plane (P) parallel to the longitudinal axis (A), is less than or equal to 10°. Turboréacteur (1) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel chaque aube de guidage d’entrée (5) présente une longueur (Hg) radiale comprise entre 20 % et 50 % de la hauteur (Hs) d’aube de soufflante (7).Turbojet engine (1) according to one of the preceding claims, in which each inlet guide vane (5) has a radial length (Hg) of between 20% and 50% of the height (Hs) of the fan vane ( 7). Aéronef comprenant un turboréacteur (1) selon l’une des revendications précédentes.Aircraft comprising a turbojet engine (1) according to one of the preceding claims.
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