FR3140122A1 - ASSEMBLY FOR AIRCRAFT TURBOMACHINE INCLUDING A SACOC TYPE HEAT EXCHANGER OF IMPROVED DESIGN - Google Patents

ASSEMBLY FOR AIRCRAFT TURBOMACHINE INCLUDING A SACOC TYPE HEAT EXCHANGER OF IMPROVED DESIGN Download PDF

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Alexandre Gérard François COUILLEAUX
Philippe Gérard Chanez
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Safran Aircraft Engines SAS
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Abstract

L’invention concerne un ensemble (40) pour turbomachine d’aéronef comprenant une structure (22) de délimitation radiale d’une veine de circulation d’air (14b) destinée à être traversée par un flux d’air (12b), la structure (22) comportant une surface (46) de délimitation radiale de la veine, l’ensemble comprenant également un échangeur de chaleur surfacique air-lubrifiant (42), comportant un corps d’échangeur (44) à travers lequel est pratiqué un circuit de lubrifiant (52), ainsi que des ailettes (48) faisant saillie à partir d’une surface (50) de support prévue sur le corps d’échangeur (44), l’échangeur de chaleur étant de conception passive et fixe par rapport à la structure (22). De plus, la surface (50) se trouve en retrait par rapport à la surface (46), de manière à former un renfoncement (54) dans lequel le flux d’air (12b) est destiné à pénétrer, et où au moins plusieurs des ailettes (48) se trouvent chacune logée au moins partiellement. Figure 2.The invention relates to an assembly (40) for an aircraft turbomachine comprising a structure (22) for radially delimiting an air circulation vein (14b) intended to be crossed by an air flow (12b), the structure (22) comprising a surface (46) radially delimiting the vein, the assembly also comprising an air-lubricant surface heat exchanger (42), comprising an exchanger body (44) through which a circuit is formed lubricant (52), as well as fins (48) projecting from a support surface (50) provided on the exchanger body (44), the heat exchanger being of passive design and fixed relative to to the structure (22). In addition, the surface (50) is set back from the surface (46), so as to form a recess (54) into which the air flow (12b) is intended to penetrate, and where at least several fins (48) are each housed at least partially. Figure 2.

Description

ENSEMBLE POUR TURBOMACHINE D’AERONEF COMPRENANT UN ECHANGEUR DE CHALEUR DU TYPE SACOC, DE CONCEPTION AMELIOREASSEMBLY FOR AIRCRAFT TURBOMACHINE INCLUDING A SACOC TYPE HEAT EXCHANGER OF IMPROVED DESIGN

La présente invention se rapporte au domaine des turbomachines d’aéronef, et plus précisément à des ensembles équipés d’échangeurs de chaleur du type SACOC, (de l’anglais, « Surface Air-Cooled Oil-cooler »).The present invention relates to the field of aircraft turbomachines, and more precisely to assemblies equipped with heat exchangers of the SACOC type (from the English, “Surface Air-Cooled Oil-cooler”).

L’invention s’applique à toutes les conceptions de turbomachine, par exemple les turboréacteurs à soufflante carénée ou non carénée, entrainée directement par un corps basse pression, ou entraînée indirectement par un réducteur.The invention applies to all turbomachine designs, for example turbojet engines with a ducted or non-ducted fan, driven directly by a low-pressure body, or driven indirectly by a reduction gear.

ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURESTATE OF PRIOR ART

Les turbomachines d’aéronef comportent de nombreux éléments comme les paliers à roulement supportant le ou les arbres de la turbomachine, qui nécessitent d'être à la fois lubrifiés et refroidis. Par ailleurs, dans le cas d’une turbomachine comprenant une soufflante entraînée par un réducteur, ce dernier nécessite également d’être refroidi et lubrifié.Aircraft turbomachines include numerous elements such as the rolling bearings supporting the shaft(s) of the turbomachine, which need to be both lubricated and cooled. Furthermore, in the case of a turbomachine comprising a fan driven by a reduction gear, the latter also needs to be cooled and lubricated.

Pour ce faire, il est connu d’alimenter ces éléments en lubrifiant « froid », généralement de l’huile. Il est alors mis en œuvre un ou plusieurs échangeurs air-huile surfacique du type SACOC, disposé dans une veine de circulation d’air de la turbomachine. Dans cet échangeur air-huile de type SACOC, sont ménagés une multitude de canaux dans lesquels circule l’huile à refroidir. L’échangeur comprend un corps à partir duquel des ailettes de refroidissement font saillie, celles-ci présentant habituellement un profil trapézoïdal isocèle s’étendant axialement, dans le sens de circulation du flux d’air. Ces ailettes augmentent la surface d’échange thermique entre l’huile à refroidir circulant dans les canaux du corps, et l’air circulant dans la veine. Une telle réalisation est par exemple connue du document FR 3 016 956 B1.To do this, it is known to supply these elements with “cold” lubricant, generally oil. One or more surface air-oil exchangers of the SACOC type are then used, placed in an air circulation vein of the turbomachine. In this SACOC type air-oil exchanger, a multitude of channels are provided in which the oil to be cooled circulates. The exchanger comprises a body from which cooling fins protrude, these usually having an isosceles trapezoidal profile extending axially, in the direction of circulation of the air flow. These fins increase the heat exchange surface between the oil to be cooled circulating in the channels of the body, and the air circulating in the vein. Such an embodiment is for example known from document FR 3 016 956 B1.

Toutefois, en faisant saillie dans la veine de circulation d’air, habituellement la veine secondaire de la turbomachine, ces ailettes génèrent des pertes de charges indésirables qui nuisent au rendement global de la turbomachine, et qui impactent ainsi négativement sa consommation spécifique. Elles créent également une pré-montée de pression statique qui a un effet sur les composants situés en amont des ailettes, habituellement la soufflante.However, by protruding into the air circulation vein, usually the secondary vein of the turbomachine, these fins generate undesirable pressure losses which harm the overall efficiency of the turbomachine, and which thus negatively impact its specific consumption. They also create a pre-rise of static pressure which has an effect on the components located upstream of the fins, usually the fan.

Or le changement climatique est une préoccupation majeure pour de nombreux organes législatifs et de régulation à travers le monde. En effet, diverses restrictions sur les émissions de carbone ont été, sont ou seront adoptées par divers états. En particulier, une norme ambitieuse s’applique à la fois aux nouveaux types d’avions mais aussi ceux en circulation nécessitant de devoir mettre en œuvre des solutions technologiques afin de les rendre conformes aux réglementations en vigueur. La Déposante prend en considération les facteurs impactant dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l’environnement et dont l’intégration et l’utilisation dans l’aviation civile ont des conséquences environnementales modérées dans un but d’amélioration de l’efficacité énergétique des avions.However, climate change is a major concern for many legislative and regulatory bodies around the world. Indeed, various restrictions on carbon emissions have been, are or will be adopted by various states. In particular, an ambitious standard applies both to new types of aircraft but also to those in circulation requiring the implementation of technological solutions in order to make them comply with current regulations. The Applicant takes into consideration the impacting factors in all phases of design and development to obtain aeronautical components and products that consume less energy, are more respectful of the environment and whose integration and use in civil aviation have moderate environmental consequences with the aim of improving the energy efficiency of aircraft.

L’invention vise à répondre aux inconvénients et aux objectifs environnementaux mentionnés ci-dessus, dans le but d’améliorer de manière très significative les performances des turbomachines et, en ce sens, de contribuer à la réduction de l’impact environnemental des aéronefs. Pour cela, l’invention a tout d’abord pour objet un ensemble pour turbomachine d’aéronef comprenant une structure de délimitation radiale pour la circulation d’un flux d’air, la structure s’étendant autour d’un axe central longitudinal de la turbomachine et comportant une surface de délimitation radiale, l’ensemble comprenant également un échangeur de chaleur surfacique air-lubrifiant, l’échangeur comportant un corps d’échangeur à travers lequel est pratiqué un circuit de lubrifiant, ainsi que des ailettes de refroidissement par le flux d’air, les ailettes faisant saillie à partir d’une surface de support prévue sur le corps d’échangeur, l’échangeur de chaleur étant de conception passive, et fixe par rapport à la structure de délimitation radiale.The invention aims to respond to the disadvantages and environmental objectives mentioned above, with the aim of very significantly improving the performance of turbomachines and, in this sense, contributing to the reduction of the environmental impact of aircraft. For this, the invention firstly relates to an assembly for an aircraft turbomachine comprising a radial delimitation structure for the circulation of an air flow, the structure extending around a longitudinal central axis of the turbomachine and comprising a radial delimiting surface, the assembly also comprising an air-lubricant surface heat exchanger, the exchanger comprising an exchanger body through which a lubricant circuit is formed, as well as cooling fins by the air flow, the fins projecting from a support surface provided on the exchanger body, the heat exchanger being of passive design, and fixed relative to the radial boundary structure.

Selon l’invention, la surface de support des ailettes se trouve en retrait par rapport à la surface de délimitation radiale, de manière à former un renfoncement dans lequel le flux d’air est destiné à pénétrer, et dans lequel au moins plusieurs desdites ailettes se trouvent chacune logée au moins partiellement.According to the invention, the support surface of the fins is set back from the radial delimiting surface, so as to form a recess into which the air flow is intended to penetrate, and in which at least several of said fins are each housed at least partially.

De cette manière, plusieurs ailettes de l’échangeur, et de préférence la totalité d’entre elles, se retrouvent au moins en partie agencées dans le renfoncement, adoptant ainsi une position dite entièrement ou partiellement « enterrée » dans la structure de délimitation radiale . Cet agencement contribue à limiter la distance en saillie des ailettes dans le flux d’air, tout en présentant des performances thermiques identiques ou supérieures. Il en découle une réduction des pertes de charges sur le flux d’air, et donc une hausse de rendement ainsi qu’une baisse de la consommation spécifique, ce qui répond parfaitement aux objectifs environnementaux spécifiés précédemment.In this way, several fins of the exchanger, and preferably all of them, find themselves at least partly arranged in the recess, thus adopting a position called entirely or partially "buried" in the radial delimitation structure. This arrangement helps to limit the protruding distance of the fins in the air flow, while providing the same or better thermal performance. This results in a reduction in pressure losses on the air flow, and therefore an increase in efficiency as well as a reduction in specific consumption, which perfectly meets the environmental objectives specified previously.

En outre, dans le cas où le flux d’air est un flux secondaire de la turbomachine, cet agencement des ailettes de refroidissement dans ce même flux d’air limite avantageusement les effets de remontée de pression statique sur la soufflante située en amont, produisant ainsi un léger gain en opérabilité.Furthermore, in the case where the air flow is a secondary flow of the turbomachine, this arrangement of the cooling fins in this same air flow advantageously limits the effects of static pressure rise on the fan located upstream, producing thus a slight gain in operability.

L’invention prévoit par ailleurs préférentiellement au moins l’une quelconque des caractéristiques optionnelles suivantes, prises individuellement ou en combinaison.The invention also preferably provides for at least one of the following optional characteristics, taken individually or in combination.

Selon un mode de réalisation préféré de l’invention, toutes les ailettes de l’échangeur se trouvent entièrement logées dans le renfoncement, chacune d’elles présentant une extrémité radiale libre affleurante ou sensiblement affleurante à une surface fictive de reconstitution de la surface de délimitation radiale au niveau du renfoncement. Dans ce cas de figure où les ailettes de refroidissement sont entièrement enterrées, les pertes de charges sont avantageusement minimales.According to a preferred embodiment of the invention, all the fins of the exchanger are entirely housed in the recess, each of them having a free radial end flush or substantially flush with a fictitious surface reconstituting the delimitation surface radial at the level of the recess. In this scenario where the cooling fins are entirely buried, the pressure losses are advantageously minimal.

Selon un autre mode de réalisation préféré de l’invention, au moins certaines des ailettes de l’échangeur s’étendent chacune radialement dans le renfoncement et au-delà de ce dernier, de manière à faire saillie dans le flux d’air. Les ailettes sont alors partiellement enterrées.According to another preferred embodiment of the invention, at least some of the fins of the exchanger each extend radially into the recess and beyond the latter, so as to protrude into the air flow. The fins are then partially buried.

Dans ce dernier cas, il est par exemple prévu que pour chaque ailette parmi lesdites au moins certaines ailettes, la hauteur en saillie dans le flux d’air est constante ou sensiblement constante sur au moins 75% de la longueur de l’ailette. Cette hauteur en saillie peut par exemple aller jusqu’à 50% de la hauteur totale de l’ailette à partir de la surface de support prévue sur le corps d’échangeur.In the latter case, it is for example provided that for each fin among said at least certain fins, the projecting height in the air flow is constant or substantially constant over at least 75% of the length of the fin. This projecting height can for example go up to 50% of the total height of the fin from the support surface provided on the exchanger body.

Selon une alternative, pour chaque ailette parmi lesdites au moins certaines ailettes, la hauteur en saillie dans le flux d’air est strictement décroissante dans le sens de circulation de ce flux d’air, sur au moins 75% de la longueur de l’ailette. Cet enterrement progressif des ailettes permet d’éviter une sortie prématurée des lignes de courant d’air en dehors du renfoncement, et améliore ainsi les échanges entre l’air et les ailettes, dont la hauteur totale peut rester constante ou sensiblement constante sur au moins 75% de la longueur de l’ailette. Pour ce faire, la surface de support des ailettes est de préférence inclinée de manière à se rapprocher de l’axe central longitudinal en allant dans le sens de circulation du flux d’air. Cette caractéristique est également applicable pour une solution à ailettes entièrement enterrées.According to an alternative, for each fin among said at least certain fins, the projecting height in the air flow is strictly decreasing in the direction of circulation of this air flow, over at least 75% of the length of the fin. This progressive burial of the fins makes it possible to avoid a premature exit of the air current lines outside the recess, and thus improves the exchanges between the air and the fins, the total height of which can remain constant or substantially constant over at least 75% of fin length. To do this, the support surface of the fins is preferably inclined so as to approach the longitudinal central axis going in the direction of circulation of the air flow. This characteristic is also applicable for a solution with fully buried fins.

De préférence, l’échangeur de chaleur s’étend de manière annulaire circonférentiellement tout le long de la structure de délimitation radiale de la veine de circulation d’air, de manière continue ou sectorisée.Preferably, the heat exchanger extends in an annular manner circumferentially all along the radial delimiting structure of the air circulation vein, in a continuous or sectorized manner.

De préférence, les ailettes sont parallèles à l’axe central longitudinal.Preferably, the fins are parallel to the central longitudinal axis.

L’invention a également pour objet une turbomachine d’aéronef comprenant un ensemble tel que décrit ci-dessus.The invention also relates to an aircraft turbomachine comprising an assembly as described above.

Cette turbomachine présente de préférence une conception à double veine, dont une veine secondaire dans laquelle circule ledit flux d’air, ladite structure de délimitation radiale étant une structure de délimitation radiale intérieure ou extérieure de la veine secondaire.This turbomachine preferably has a double vein design, including a secondary vein in which said air flow circulates, said radial delimitation structure being an interior or exterior radial delimitation structure of the secondary vein.

L’invention s’applique ainsi à tout type de turbomachine, et en particulier aux turboréacteurs à double veine avec une soufflante carénée ou non carénée.The invention thus applies to any type of turbomachine, and in particular to twin-vein turbojets with a ducted or non-ducted fan.

D’autres avantages et caractéristiques de l’invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous.Other advantages and characteristics of the invention will appear in the detailed non-limiting description below.

Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ;This description will be made with regard to the appended drawings including:

représente une vue schématique en coupe longitudinale d’une turbomachine d’aéronef selon l’invention ; represents a schematic view in longitudinal section of an aircraft turbomachine according to the invention;

représente une demi-vue en coupe longitudinale, plus détaillée, d’un ensemble selon un premier mode de réalisation préféré de l’invention, intégré à la turbomachine montrée sur la figure précédente ; represents a half-view in longitudinal section, more detailed, of an assembly according to a first preferred embodiment of the invention, integrated into the turbomachine shown in the previous figure;

représente une vue en coupe transversale de l’ensemble, prise le long de la ligne III-III de la figure précédente ; represents a cross-sectional view of the assembly, taken along line III-III of the previous figure;

représente une vue en perspective d’une partie de l’échangeur de chaleur intégré à l’ensemble montré sur les figures précédentes ; represents a perspective view of a part of the heat exchanger integrated into the assembly shown in the previous figures;

représente une vue en perspective similaire à celle de la figure précédente, avec l’ensemble se présentant sous la forme d’un second mode de réalisation préféré de l’invention ; represents a perspective view similar to that of the previous figure, with the assembly presented in the form of a second preferred embodiment of the invention;

représente une vue en coupe longitudinale d’une partie de l’ensemble, prise selon le plan P de la figure précédente ; et represents a longitudinal sectional view of a part of the assembly, taken along the plane P of the previous figure; And

représente une vue en coupe longitudinale similaire à celle de la figure précédente, avec l’ensemble se présentant sous la forme d’un troisième mode de réalisation préféré de l’invention ; represents a longitudinal sectional view similar to that of the previous figure, with the assembly in the form of a third preferred embodiment of the invention;

représente une vue en coupe longitudinale similaire à celle de la figure précédente, avec l’ensemble se présentant sous la forme d’un quatrième mode de réalisation préféré de l’invention. represents a longitudinal sectional view similar to that of the previous figure, with the assembly in the form of a fourth preferred embodiment of the invention.

EXPOSÉ DES MODES DE RÉALISATIONPRESENTATION OF THE MODES OF ACHIEVEMENT

En référence tout d’abord à la , il est représenté une turbomachine 1 d’aéronef, selon un mode de réalisation préféré de l’invention. Il s’agit ici d’un turboréacteur à double flux et à double corps, comprenant une unique soufflante carénée. Néanmoins, il pourrait s’agir d’une turbomachine d’un autre type, par exemple un turbopropulseur, ou encore une turbomachine à une ou plusieurs soufflantes / hélices non carénées.With reference first to the , there is shown an aircraft turbomachine 1, according to a preferred embodiment of the invention. This is a dual-flow, dual-body turbojet, comprising a single ducted fan. However, it could be a turbomachine of another type, for example a turboprop, or even a turbomachine with one or more unducted fans/propellers.

La turbomachine 1 présente un axe central longitudinal 2 autour duquel s’étendent ses différents composants. Elle comprend, d’amont en aval selon une direction principale 5 d’écoulement des gaz à travers cette turbomachine, une soufflante 3, un compresseur basse pression 4, un compresseur haute pression 6, une chambre de combustion 11, une turbine haute pression 7 et une turbine basse pression 8. La soufflante 3 peut être entraînée directement par un corps basse pression comprenant le compresseur 4 et la turbine 8, ou bien être entraînée indirectement par un réducteur (non représenté).The turbomachine 1 has a central longitudinal axis 2 around which its various components extend. It comprises, from upstream to downstream in a main direction 5 of flow of gases through this turbomachine, a fan 3, a low pressure compressor 4, a high pressure compressor 6, a combustion chamber 11, a high pressure turbine 7 and a low pressure turbine 8. The fan 3 can be driven directly by a low pressure body comprising the compressor 4 and the turbine 8, or else be driven indirectly by a reduction gear (not shown).

De manière conventionnelle, après avoir traversé la soufflante 3, l’air se divise en un flux primaire central 12a et un flux d’air secondaire 12b qui entoure le flux primaire. Le flux primaire 12a s’écoule dans une veine principale 14a de circulation des gaz traversant les compresseurs 4, 6, la chambre de combustion 11 et les turbines 7, 8. Le flux secondaire 12b s’écoule quant à lui dans une veine d’air secondaire 14b délimitée radialement vers l’extérieur par un carter, entouré d’une nacelle 9. Plus précisément, le carter comprend un carter de soufflante 20 qui entoure les pales de soufflante, ce carter 20 étant prolongé vers l’aval par une virole extérieure 22 d’un carter intermédiaire 24. Ce carter intermédiaire 24 comporte un moyeu 26 centré sur l’axe 2, et pouvant inclure un bec de séparation des flux 28. Le carter intermédiaire est complété par des bras radiaux 30, qui forment des aubages fixes directeurs de sortie, permettant de redresser le flux d’air secondaire 12b et classiquement dénommés OGV (de l’anglais « Outlet Guided Vanes »). Les bras 30 relient ainsi la virole extérieure 22 du carter intermédiaire à son moyeu 26.Conventionally, after passing through the fan 3, the air is divided into a central primary flow 12a and a secondary air flow 12b which surrounds the primary flow. The primary flow 12a flows in a main stream 14a for circulating the gases passing through the compressors 4, 6, the combustion chamber 11 and the turbines 7, 8. The secondary flow 12b flows in a stream of secondary air 14b delimited radially outwards by a casing, surrounded by a nacelle 9. More precisely, the casing comprises a fan casing 20 which surrounds the fan blades, this casing 20 being extended downstream by a shroud exterior 22 of an intermediate casing 24. This intermediate casing 24 comprises a hub 26 centered on the axis 2, and which may include a flow separation nozzle 28. The intermediate casing is completed by radial arms 30, which form blades fixed outlet directors, making it possible to straighten the secondary air flow 12b and conventionally called OGV (from the English “Outlet Guided Vanes”). The arms 30 thus connect the outer shell 22 of the intermediate casing to its hub 26.

La turbomachine présente un taux de dilution, ou BPR (de l’anglais « ByPass Ratio), de l’ordre de huit à quarante, et plus précisément de l’ordre de huit à dix-huit dans le cas présent d’une soufflante carénée. Dans le cas d’une ou plusieurs soufflantes / hélices non carénées, ce taux de dilution est plutôt de l’ordre de dix-huit à quarante.The turbomachine has a dilution ratio, or BPR (from English “ByPass Ratio), of the order of eight to forty, and more precisely of the order of eight to eighteen in the present case of a fan faired. In the case of one or more non-ducted fans/propellers, this dilution rate is more of the order of eighteen to forty.

La virole extérieure 22 forme une structure de délimitation radiale extérieure de la veine d’air secondaire 14b. Elle est prolongée vers l’aval par une autre structure annulaire de délimitation 31 de ce type, intégrée à un capot mobile 32 d’inverseur de poussée. Cette structure 31 est également dénommée OFS (de l’anglais « Outer Fixed Structure »). Elle se trouve en regard radialement d’une structure annulaire de délimitation radiale intérieure 34 de la veine 14b, également dénommée IFS (de l’anglais « Inner Fixed Structure »).The outer shell 22 forms an outer radial delimitation structure of the secondary air stream 14b. It is extended downstream by another annular delimitation structure 31 of this type, integrated into a mobile thrust reverser cover 32. This structure 31 is also called OFS (from the English “Outer Fixed Structure”). It is located radially opposite an annular inner radial delimitation structure 34 of vein 14b, also called IFS (from the English “Inner Fixed Structure”).

L’une des particularités de l’invention réside dans la mise en œuvre d’un ensemble 40 comprenant l’association de l’une des structures annulaires 22, 31, 34 mentionnées ci-dessus, toutes centrées sur l’axe 2, et d’un échangeur de chaleur surfacique air-lubrifiant 42, ici du type SACOC. Dans les modes de réalisation préférés qui seront décrits ci-après, la structure annulaire concernée correspond à la virole extérieure 22 du carter intermédiaire. En outre, l’échangeur de chaleur 42 s’étend également de manière annulaire autour de l’axe 2, tout le long de la virole extérieure 22, de façon continue sur 360° ou sensiblement 360°, ou alternativement de façon sectorisée selon la direction circonférentielle 15 de la turbomachine.One of the particularities of the invention lies in the implementation of an assembly 40 comprising the association of one of the annular structures 22, 31, 34 mentioned above, all centered on axis 2, and of an air-lubricant surface heat exchanger 42, here of the SACOC type. In the preferred embodiments which will be described below, the annular structure concerned corresponds to the outer shell 22 of the intermediate casing. In addition, the heat exchanger 42 also extends in an annular manner around the axis 2, all along the outer shell 22, continuously over 360° or substantially 360°, or alternatively in a sectorized manner depending on the circumferential direction 15 of the turbomachine.

En référence à présent aux figures 2 à 4, il est représenté l’ensemble 40 selon un premier mode de réalisation préféré de l’invention. Ici, l’échangeur de chaleur 42 comprend un corps d’échangeur 44 faisant partie intégrante de la virole extérieure 22, en étant réalisé d’un seul tenant avec celle-ci, ou bien avec une partie de ce corps rapportée sur cette virole, par exemple par surmoulage. Selon la direction radiale 17 de l’ensemble 40 et de la turbomachine, le corps d’échangeur 44 se trouve situé vers l’extérieur par rapport à une surface de délimitation radiale extérieure 46 de la veine 14, définie par la virole 22 et canalisant la circulation du flux 12b.Referring now to Figures 2 to 4, assembly 40 is shown according to a first preferred embodiment of the invention. Here, the heat exchanger 42 comprises an exchanger body 44 forming an integral part of the outer shell 22, being made in one piece with the latter, or with a part of this body attached to this shell, for example by overmolding. According to the radial direction 17 of the assembly 40 and the turbomachine, the exchanger body 44 is located outwards relative to an external radial delimitation surface 46 of the vein 14, defined by the ferrule 22 and channeling the circulation of flow 12b.

L’échangeur de chaleur comprend des ailettes 48 de refroidissement par le flux d’air secondaire 12b, ces ailettes faisant saillie radialement vers l’intérieur à partir d’une surface de support 50 prévue sur le corps 44. Les ailettes de refroidissement 48 sont espacées circonférentiellement et parallèles entre elles, et elles s’étendent radialement vers l’intérieur en étant parallèles à l’axe 2. Elles s’étendent elles aussi de préférence sur 360° ou sensiblement 360°, de manière continue ou sectorisée circonférentiellement.The heat exchanger comprises fins 48 for cooling by the secondary air flow 12b, these fins projecting radially inwards from a support surface 50 provided on the body 44. The cooling fins 48 are spaced circumferentially and parallel to each other, and they extend radially inwards while being parallel to axis 2. They also preferably extend over 360° or substantially 360°, in a continuous or circumferentially sectored manner.

L’échangeur 42, qui est de conception passive et qui reste fixe par rapport à la virole extérieure 22 durant le fonctionnement de la turbomachine, comporte également un circuit d’huile 52 pratiqué à travers le corps d’échangeur 44. Le circuit d’huile 52 prend la forme de canaux de circulation de l’huile « chaude ». En fonctionnement, l’huile « chaude » qui arrive dans le corps 44 et qui demande à être refroidie, traverse la pluralité de canaux du circuit 52. La chaleur dégagée par l’huile « chaude » est transférée à chaque ailette 48 qui est elle-même refroidie par une partie du flux d’air secondaire 12b, correspondant à de l’air « froid ». Ainsi, l’énergie thermique « emmagasinée » dans chaque ailette 48 est transférée via une surface d’échange thermique de chaque ailette à l’air « froid » du flux secondaire.The exchanger 42, which is of passive design and which remains fixed relative to the outer shell 22 during operation of the turbomachine, also includes an oil circuit 52 made through the exchanger body 44. The exchanger circuit oil 52 takes the form of “hot” oil circulation channels. In operation, the “hot” oil which arrives in the body 44 and which requires to be cooled, passes through the plurality of channels of the circuit 52. The heat released by the “hot” oil is transferred to each fin 48 which is -even cooled by part of the secondary air flow 12b, corresponding to “cold” air. Thus, the thermal energy “stored” in each fin 48 is transferred via a heat exchange surface of each fin to the “cold” air of the secondary flow.

L’une des particularités de l’invention réside dans le fait que la surface de support 50 des ailettes 48 se trouve en retrait par rapport à la surface de délimitation 46 de la veine, radialement vers l’extérieur, de manière à former un renfoncement 54 dans lequel se trouvent les ailettes 48. Plus précisément, ce renfoncement 54 forme une sorte de cavité annulaire radialement externe dans la virole extérieure 22, dans laquelle sont préférentiellement logées toutes les ailettes 48 de l’échangeur. Par conséquent, une partie du flux d’air secondaire 12b est destiné à pénétrer dans le renfoncement 54 jusqu’à son fond formé par la surface de support 50 à partir de laquelle les ailettes 48 font saillie radialement, de manière à épouser la surface d’échange thermique de ces ailettes.One of the particularities of the invention lies in the fact that the support surface 50 of the fins 48 is set back relative to the delimiting surface 46 of the vein, radially outwards, so as to form a recess 54 in which the fins 48 are located. More precisely, this recess 54 forms a sort of radially external annular cavity in the outer shell 22, in which all the fins 48 of the exchanger are preferably housed. Consequently, part of the secondary air flow 12b is intended to penetrate into the recess 54 to its bottom formed by the support surface 50 from which the fins 48 project radially, so as to match the surface d heat exchange of these fins.

Dans ce premier mode de réalisation préféré de l’invention, les ailettes 48 sont dites intégralement « enterrées » dans le renfoncement 54, en ce sens que leurs extrémités radiales internes libres 48a ne font pas saillie en dehors du renfoncement 54 dans la veine 14b. En effet, ces extrémités radiales internes libres 48a des ailettes 48 sont préférentiellement affleurantes ou sensiblement affleurantes à une surface fictive 56 de reconstitution de la veine 14b au niveau du renfoncement 54. Cette surface 56 correspond en effet à celle qui obture fictivement le renfoncement 54, en recréant le profil aérodynamique de la veine, sans marche ou différence de niveau.In this first preferred embodiment of the invention, the fins 48 are said to be entirely “buried” in the recess 54, in the sense that their free internal radial ends 48a do not project outside the recess 54 in the vein 14b. In fact, these free internal radial ends 48a of the fins 48 are preferably flush or substantially flush with a fictitious surface 56 reconstituting the vein 14b at the level of the recess 54. This surface 56 in fact corresponds to that which fictitiously closes the recess 54, by recreating the aerodynamic profile of the vein, without steps or differences in level.

Dans ce premier mode de réalisation préféré, l’absence de saillie des ailettes 48 dans la veine d’air secondaire 14b limite grandement les pertes de charges sur le flux 12b.In this first preferred embodiment, the absence of projection of the fins 48 in the secondary air stream 14b greatly limits the pressure losses on the flow 12b.

Au sein du renfoncement 54, chaque ailette 48 présente une forme générale de trapèze, avec la petite base de ce trapèze se trouvant au niveau de la surface de support 50 à partir de laquelle elle fait saillie, radialement vers l’intérieur. La longueur axiale totale « L » de chaque ailette 48 peut être de l’ordre de 5 à 25 cm. Sa hauteur totale « Ht » peut être de l’ordre de 0,5 à 3 cm, étant entendu qu’elle reste préférentiellement constante sur une longueur « L1 » correspondant à au moins 75% de sa longueur totale L. Cette longueur L1, centrée sur l’ailette, correspond en effet à la partie du trapèze de hauteur constante, à savoir sans ses parties latérales opposées triangulaires. L’épaisseur « E » des ailettes 48 peut quant à elle être de l’ordre de quelques millimètres.Within the recess 54, each fin 48 has a general trapezoid shape, with the small base of this trapezoid being located at the level of the support surface 50 from which it projects, radially inwards. The total axial length “L” of each fin 48 can be of the order of 5 to 25 cm. Its total height “Ht” can be of the order of 0.5 to 3 cm, it being understood that it remains preferably constant over a length “L1” corresponding to at least 75% of its total length L. This length L1, centered on the fin, corresponds in fact to the part of the trapezoid of constant height, namely without its opposite triangular lateral parts. The thickness “E” of the fins 48 can be of the order of a few millimeters.

Dans un second mode de réalisation préféré de l’invention représenté sur les figures 5 et 6, chaque ailette 48 s’étend radialement dans le renfoncement 54 et au-delà de ce dernier, jusqu’à faire saillie dans la veine 14b. Les ailettes sont alors dites partiellement « enterrées ». Ici, la partie de chaque ailette 48 qui se trouve dans le renfoncement 54 présente une forme trapézoïdale identique ou similaire à celle décrite en référence au premier mode. Elle se poursuit par une partie en saillie dans la veine, de préférence avec un profil trapézoïdal de forme inversée, c’est-à-dire avec sa petite base située radialement vers l’intérieur et formant l’extrémité radiale interne libre 48a de l’ailette. Sa hauteur en saillie « Hs » dans la veine d’air 14b est constante ou sensiblement constante sur au moins 75% de la longueur totale L de l’ailette selon la direction de l’axe 2. Cette hauteur en saillie Hs peut correspondre jusqu’à 50% de la hauteur totale Ht de l’ailette.In a second preferred embodiment of the invention shown in Figures 5 and 6, each fin 48 extends radially in the recess 54 and beyond the latter, until it projects into the vein 14b. The fins are then said to be partially “buried”. Here, the part of each fin 48 which is located in the recess 54 has a trapezoidal shape identical or similar to that described with reference to the first mode. It continues with a part projecting into the vein, preferably with a trapezoidal profile of inverted shape, that is to say with its small base located radially inwards and forming the free internal radial end 48a of the 'fin. Its projecting height “Hs” in the air stream 14b is constant or substantially constant over at least 75% of the total length L of the fin in the direction of axis 2. This projecting height Hs can correspond up to 'at 50% of the total height Ht of the fin.

Selon un troisième mode de réalisation préféré montré sur la , la hauteur en saillie Hs dans la veine 14b est strictement décroissante dans le sens de circulation du flux d’air 12b, sur une longueur L1 correspondant à au moins 75% de la longueur totale axiale L de cette ailette. En effet, seule une extrémité amont biseautée de l’ailette, en saillie dans la veine 14b, présente une hauteur en saillie Hs croissante, mais ensuite, cette hauteur Hs selon la direction radiale 17 reste strictement décroissante jusqu’à l’extrémité aval de l’ailette, qui vient se fondre dans la surface 46 de la virole 22. A cette extrémité aval, l’ailette 48 présente ainsi une hauteur en saillie Hs nulle ou sensiblement nulle.According to a third preferred embodiment shown on the , the projecting height Hs in the vein 14b is strictly decreasing in the direction of circulation of the air flow 12b, over a length L1 corresponding to at least 75% of the total axial length L of this fin. Indeed, only one beveled upstream end of the fin, projecting into vein 14b, has an increasing projecting height Hs, but then, this height Hs in the radial direction 17 remains strictly decreasing until the downstream end of the fin, which merges into the surface 46 of the ferrule 22. At this downstream end, the fin 48 thus has a zero or substantially zero projecting height Hs.

Pour conserver une hauteur totale d’ailette constante ou sensiblement constante sur une grande longueur de celle-ci, il est préférentiellement fait en sorte que la surface 50 de support des ailettes soit inclinée de manière à s’éloigner de l’axe 2 en allant dans le sens de circulation du flux d’air 12b, assimilable à la direction principale 5 d’écoulement des gaz à travers la turbomachine. Ainsi, sur la longueur L1 de chaque ailette 48 et en allant vers l’aval, la hauteur en saillie Hs diminue au profit de la hauteur d’ailette enterrée. Le renfoncement 54 présente alors une section longitudinale de forme générale triangulaire comme visible sur la , de hauteur s’élargissant en allant vers l’aval. Enfin, chaque extrémité radiale interne libre 48a considérée sur la longueur L1, ainsi que la surface de support 50, présentent chacune de préférence une forme droite / plane.To maintain a constant or substantially constant total fin height over a long length thereof, it is preferentially ensured that the fin support surface 50 is inclined so as to move away from the axis 2 going in the direction of circulation of the air flow 12b, comparable to the main direction 5 of gas flow through the turbomachine. Thus, over the length L1 of each fin 48 and going downstream, the projecting height Hs decreases in favor of the height of the buried fin. The recess 54 then has a longitudinal section of generally triangular shape as visible on the , in height widening towards the downstream. Finally, each free internal radial end 48a considered over the length L1, as well as the support surface 50, each preferably have a straight/plane shape.

Selon un quatrième mode de réalisation préféré de l’invention, représenté sur la , les ailettes 48 sont dites intégralement « enterrées » dans le renfoncement 54, tout un présentant une hauteur croissante en allant dans le sens de circulation du flux d’air 12b. Pour faire en sorte que les extrémités internes libres 48a des ailettes 48a ne fassent pas saillie en dehors du renfoncement 54, et restent affleurantes ou sensiblement affleurantes à la surface fictive 56 de reconstitution de la veine 14b au niveau du renfoncement 54, tout en présentant une hauteur décroissante pour ces mêmes ailettes 48, la surface de support 50 est également inclinée de manière à s’éloigner de l’axe 2 en allant dans le sens de circulation du flux d’air 12b.According to a fourth preferred embodiment of the invention, represented on the , the fins 48 are said to be entirely “buried” in the recess 54, all having an increasing height going in the direction of circulation of the air flow 12b. To ensure that the free internal ends 48a of the fins 48a do not project outside the recess 54, and remain flush or substantially flush with the fictitious surface 56 for reconstitution of the vein 14b at the level of the recess 54, while presenting a decreasing height for these same fins 48, the support surface 50 is also inclined so as to move away from axis 2 going in the direction of circulation of the air flow 12b.

Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l’homme du métier à l’invention qui vient d’être décrite, uniquement à titre d’exemples non limitatifs et dans la limite de la portée des revendications annexées. Par exemple, si la turbomachine décrite dans les modes de réalisation préférés ci-dessus prend la forme d’un turboréacteur à double flux et à soufflante carénée, tout autre type de turbomachine reste envisageable. En particulier, sont concernées les turbomachines à soufflantes/hélices simples ou multiples, non carénées, comme les turbomachines à deux hélices contrarotatives non-carénées. A cet égard, il est noté que l’échangeur peut notamment être installé sur la paroi de délimitation radiale interne ou externe de la veine secondaire dans le cas d’un turboréacteur à double flux, ou encore être installé sur le capot externe d’une turbomachine non carénée, telle qu’un turbopropulseur ou une turbomachine dite à « open rotor ». Dans ce dernier cas, la surface de délimitation radiale extérieure 46, au sens de l’invention, est une surface radialement externe épousée par le flux extérieur de la turbomachine.Of course, various modifications can be made by those skilled in the art to the invention which has just been described, solely by way of non-limiting examples and within the limit of the scope of the appended claims. For example, if the turbomachine described in the preferred embodiments above takes the form of a dual-flow turbojet with a ducted fan, any other type of turbomachine remains possible. In particular, this concerns turbomachines with single or multiple, non-ducted fans/propellers, such as turbomachines with two non-ducted counter-rotating propellers. In this regard, it is noted that the exchanger can in particular be installed on the internal or external radial boundary wall of the secondary vein in the case of a dual-flow turbojet, or even be installed on the external cover of a non-ducted turbomachine, such as a turboprop or a so-called “open rotor” turbomachine. In the latter case, the external radial delimitation surface 46, within the meaning of the invention, is a radially external surface matched by the external flow of the turbomachine.

Claims (10)

Ensemble (40) pour turbomachine d’aéronef comprenant une structure (22) de délimitation radiale pour la circulation d’un flux d’air (12b), la structure (22) s’étendant autour d’un axe central longitudinal (2) de la turbomachine et comportant une surface de délimitation radiale (46) , l’ensemble comprenant également un échangeur de chaleur surfacique air-lubrifiant (42), l’échangeur comportant un corps d’échangeur (44) à travers lequel est pratiqué un circuit de lubrifiant (52), ainsi que des ailettes (48) de refroidissement par le flux d’air, les ailettes faisant saillie à partir d’une surface (50) de support prévue sur le corps d’échangeur (44), l’échangeur de chaleur étant de conception passive et fixe par rapport à ladite structure de délimitation radiale (22) ,
caractérisé en ce que la surface (50) de support des ailettes se trouve en retrait par rapport à la surface de délimitation radiale (46), de manière à former un renfoncement (54) dans lequel le flux d’air (12b) est destiné à pénétrer, et dans lequel au moins plusieurs desdites ailettes (48) se trouvent chacune logée au moins partiellement.Assembly (40) for an aircraft turbomachine comprising a radial delimiting structure (22) for the circulation of an air flow (12b), the structure (22) extending around a longitudinal central axis (2) of the turbomachine and comprising a radial delimiting surface (46), the assembly also comprising an air-lubricant surface heat exchanger (42), the exchanger comprising an exchanger body (44) through which a circuit is formed of lubricant (52), as well as fins (48) for cooling by the air flow, the fins projecting from a support surface (50) provided on the exchanger body (44), the heat exchanger being of passive design and fixed with respect to said radial boundary structure (22),
characterized in that the fin support surface (50) is set back from the radial delimiting surface (46), so as to form a recess (54) into which the air flow (12b) is intended to penetrate, and in which at least several of said fins (48) are each housed at least partially. Ensemble selon la revendication 1, caractérisé en ce que toutes les ailettes (48) de l’échangeur (42) se trouvent entièrement logées dans le renfoncement (54), chacune d’elles présentant une extrémité radiale libre (48a) affleurante ou sensiblement affleurante à une surface fictive (56) de reconstitution de la surface de délimitation radiale (46) au niveau du renfoncement.Assembly according to claim 1, characterized in that all the fins (48) of the exchanger (42) are entirely housed in the recess (54), each of them having a free radial end (48a) flush or substantially flush to a fictitious surface (56) reconstituting the radial demarcation surface (46) at the level of the recess. Ensemble selon la revendication 1, caractérisé en ce qu’au moins certaines des ailettes (48) de l’échangeur s’étendent chacune radialement dans le renfoncement (54) et au-delà de ce dernier, de manière à faire saillie dans le flux d’air (12b).Assembly according to claim 1, characterized in that at least some of the fins (48) of the exchanger each extend radially into the recess (54) and beyond the latter, so as to protrude into the flow air (12b). Ensemble selon la revendication 3, caractérisé en ce que pour chaque ailette (48) parmi lesdites au moins certaines ailettes, la hauteur en saillie (Hs) dans le flux d’air (12b) est constante ou sensiblement constante sur au moins 75% de la longueur de l’ailette.Assembly according to claim 3, characterized in that for each fin (48) among said at least certain fins, the projecting height (Hs) in the air flow (12b) is constant or substantially constant over at least 75% of the length of the fin. Ensemble selon la revendication 3, caractérisé en ce que pour chaque ailette (48) parmi lesdites au moins certaines ailettes, la hauteur en saillie (Hs) dans le flux d’air (12b) est strictement décroissante dans le sens de circulation de ce flux d’air (12b), sur au moins 75% de la longueur de l’ailette.Assembly according to claim 3, characterized in that for each fin (48) among said at least certain fins, the projecting height (Hs) in the air flow (12b) is strictly decreasing in the direction of circulation of this flow air (12b), over at least 75% of the length of the fin. Ensemble selon l’une quelconque des revendications 2 à 5, caractérisé en ce que la surface (50) de support des ailettes est inclinée de manière à s’éloigner de l’axe central longitudinal (2) en allant dans le sens de circulation du flux d’air (12b).Assembly according to any one of claims 2 to 5, characterized in that the surface (50) supporting the fins is inclined so as to move away from the central longitudinal axis (2) going in the direction of circulation of the air flow (12b). Ensemble selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l’échangeur de chaleur (42) s’étend de manière annulaire circonférentiellement tout le long de la structure de délimitation radiale (22), de manière continue ou sectorisée.Assembly according to any one of the preceding claims, characterized in that the heat exchanger (42) extends in an annular manner circumferentially all along the radial boundary structure (22), in a continuous or sectorized manner. Ensemble selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les ailettes (48) sont parallèles à l’axe central longitudinal (2).Assembly according to any one of the preceding claims, characterized in that the fins (48) are parallel to the longitudinal central axis (2). Turbomachine(1) d’aéronef comprenant un ensemble (40) selon l’une quelconque des revendications précédentes.Aircraft turbomachine (1) comprising an assembly (40) according to any one of the preceding claims. Turbomachine selon la revendication 9, caractérisée en ce qu’elle présente une conception à double veine (14a, 14b), dont une veine secondaire (14b) dans laquelle circule ledit flux d’air (12b), ladite structure de délimitation radiale (22) étant une structure de délimitation radiale intérieure ou extérieure de la veine secondaire.Turbomachine according to claim 9, characterized in that it has a double vein design (14a, 14b), including a secondary vein (14b) in which said air flow (12b), said radial delimitation structure (22 ) being an interior or exterior radial boundary structure of the secondary vein.
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