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Title:
AIR-FLOW STRAIGHTENING ASSEMBLY HAVING IMPROVED AERODYNAMIC PERFORMANCES
Document Type and Number:
WIPO Patent Application WO/2017/017392
Kind Code:
A1
Abstract:
The proposed invention is an air-flow straightening assembly for a turbine engine comprising: - a cylindrical platform (15) centred on an axis (X-X), - at least one straightener blade (20) extending from the platform, - a structural arm (30) extending radially relative to the axis, and - a mechanical member (40) protruding from the platform (15), said mechanical member (40) being one of the group comprising: - a radial shaft, - an angle transmission box of a radial shaft, - an electric, hydraulic or pneumatic connection element, - an intermediate gear driving a radial shaft, the straightening assembly further comprising a fairing (50) of the protruding mechanical member, the fairing having a three-dimensional surface defined by: - at least one upstream end point (Ai, Ae) located axially upstream from the mechanical member (40) relative to the direction of air flow in the turbine engine, and - at least one downstream end point (Ci, Ce) located axially downstream from the mechanical member, the three-dimensional surface being tangential to the platform at the upstream and downstream end points (Ai, Ae, Ci, Ce), and having a larger cross-section measured along an axis (Y-Y) orthogonal to the first, and in which the three-dimensional surface is further defined by two lateral end points (Bi, Be) corresponding to the ends of said larger cross-section respectively on the pressure side and suction side of the structural arm (30), the axial positions of said points being separated by at most 0.1 CQGV - in which COGV is the chord of the straightener blade (20).

Inventors:
MANIERE VIANNEY CHRISTOPHE MARIE (FR)
DAMEVIN HENRI-MARIE (FR)
FESSOU PHILIPPE JACQUES PIERRE (FR)
JUIGNÉ SÉBASTIEN NICOLAS (FR)
SCHVALLINGER MICHAËL FRANCK ANTOINE (FR)
Application Number:
FR2016/051990
Publication Date:
February 02, 2017
Filing Date:
July 29, 2016
Export Citation:
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Assignee:
SAFRAN AIRCRAFT ENGINES (75015, FR)
International Classes:
F01D9/06; F01D5/14; F01D9/04; F01D25/16; F02C7/06; F02C7/32; F02K3/06
Domestic Patent References:
WO2014018137A22014-01-30
Foreign References:
US20120093642A12012-04-19
US20130259672A12013-10-03
FR3010154A12015-03-06
EP2878796A12015-06-03
Attorney, Agent or Firm:
REGIMBEAU (75847, FR)
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Claims:
REVENDICATIONS

1 . Ensemble de redressement de flux d'air de turbomachine comprenant :

- une plate-forme (15) cylindrique centrée sur un axe (X-X),

au moins une aube (20) de redresseur s' étendant à partir de la plate-forme, un bras structural (30) s'étendant radialement par rapport à l'axe, et un organe mécanique (40) en saillie à partir de la plate-forme (15), ledit organe mécanique (40) étant l'un parmi le groupe comprenant :

o un arbre radial,

o une boite de renvoi d'angle d'un arbre radial,

o un élément de connexion électrique, hydraulique ou pneumatique, o engrenage intermédiaire d'entraînement d'un arbre radial, l'ensemble de redressement étant caractérisé en ce qu'il comprend en outre un carénage (50) de l'organe mécanique en saillie, le carénage présentant une surface tridimensionnelle définie par :

au moins un point d'extrémité amont (A,, Ae) situé axialement en amont de l'organe mécanique (40) par rapport à la direction d'écoulement de l'air dans la turbomachine, et

- au moins un point d'extrémité aval (C,, Ce) situé axialement en aval de l'organe mécanique,

la surface tridimensionnelle étant tangente à la plate-forme aux points d'extrémités amont et aval (A,, Ae, Q, Ce), et présentant une plus grande section mesurée selon un axe (Y-Y) orthogonal au premier,

et dans lequel la surface tridimensionnelle est en outre définie par deux points extrêmes latéraux (B,, Be) correspondant aux extrémités de ladite plus grande section respectivement du côté intrados et extrados du bras structural (30), les positions axiales desdits points étant distantes d'au plus 0, 1 cOGl , où c0GV est la corde de l'aube (20) de redresseur.

2. Ensemble de redressement de flux d'air selon la revendication 1 , dans lequel l'aube de redresseur (20) comprend un bord d'attaque (21 ), et la position axiale de chaque point d'extrémité amont (A,, Ae) de la surface tridimensionnelle est définie par : XBA + 0.25cOG^≤ xA≤ X±KOZ

où XA est la position axiale du point d'extrémité amont de la surface tridimensionnelle, xBA est la position axiale du bord d'attaque (21 ) de l'aube (20) de redresseur, et x1KOz est la position axiale de l'extrémité amont de l'organe mécanique (40).

3. Ensemble de redressement de flux d'air selon l'une des revendications 1 ou 2, dans lequel la surface tridimensionnelle est en outre définie par au moins un point de hauteur maximale (D,, De) par rapport à la plate-forme (15) au droit d'un point de hauteur maximal de l'organe mécanique par rapport à la plate-forme, et la surface tridimensionnelle présente, entre ce point (D,, De) et un point d'extrémité aval (C,, Ce), une pente inférieure à 30%.

4. Ensemble de redressement de flux d'air selon l'une des revendications précédentes, comprenant en outre un bras structural (30) s'étendant radialement par rapport à l'axe (X-X),

dans lequel la surface tridimensionnelle du carénage (50) est définie par un point d'extrémité amont (A) du côté de l'intrados du bras structural (30), et un point d'extrémité amont (Ae) du côté de l'extrados, lesdits points présentant des positions axiales distantes au plus de 0,1 cOG .

5. Ensemble de redressement de flux d'air selon l'une des revendications précédentes, comprenant en outre un bras structural (30) s'étendant radialement par rapport à l'axe (X-X),

dans lequel la surface tridimensionnelle du carénage (50) est définie par un point d'extrémité aval ( ) du côté de l'intrados du bras structural (30), et un point d'extrémité aval (Ce) du côté de l'extrados, lesdits points présentant des positions axiales distantes au plus de 0,1 cOG .

6. Ensemble de redressement selon la revendication 1 , dans lequel la surface tridimensionnelle est en outre définie par un point de hauteur maximale (D,) par rapport à la plate-forme du côté de l'intrados du bras structural (30) et un point de hauteur maximale (De) par rapport à la plate-forme du côté de l'extrados du bras structural (30), et les positions axiales des points extrêmes latéraux et des points de hauteur maximale sont distantes d'au plus 0A cOGV.

7. Ensemble de redressement selon l'une des revendications précédentes, dans lequel la surface tridimensionnelle du carénage (50) est tangente à la plate-forme aux points extrêmes latéraux.

8. Turbomachine, comprenant un ensemble de redressement de flux d'air selon l'une des revendications précédentes.

Description:
ENSEMBLE DE REDRESSEMENT DE FLUX D'AIR A PERFORMANCES

AERODYNAMIQUES AMELIOREES

DOMAINE DE L'INVENTION

L'invention concerne un ensemble de redressement de flux de turbomachine, et une turbomachine comprenant un tel ensemble. L'invention s'applique notamment aux turbomachines de type à double-flux. ETAT DE LA TECHNIQUE

Une turbomachine à double flux pour la propulsion aéronautique est représentée en figure 1 . Elle comprend une soufflante 10 délivrant un flux d'air dont une partie centrale, appelée flux primaire F P , est injectée dans un compresseur 12 qui alimente une turbine 14 entraînant la soufflante.

La partie périphérique, appelée flux secondaire F s , du flux d'air est quant à elle éjectée vers l'atmosphère pour fournir la majeure partie de la poussée de la turbomachine 1 , après avoir franchi une couronne d'aubes 20 fixes disposée en aval de la soufflante. Cette couronne, appelée redresseur 20 (également connue sous l'acronyme anglais OGV pour « Outlet Guide Vane »), permet de redresser le flux d'air secondaire en sortie de la soufflante, tout en limitant les pertes au maximum.

Sur la même figure est représenté un bras structural 30, qui relie la virole externe du carter intermédiaire à la virole interne du carter intermédiaire, en contribuant ainsi à supporter et à maintenir en positions le(s) arbre(s) moteur et assurer la tenue structurale de l'ensemble. Les bras structuraux ont aussi pour fonction de permettre la transmission de mouvement ou de fluides entre la turbomachine et le reste de l'aéronef sur lequel elle est montée. Pour ce faire, les bras structuraux sont creux, et permettent de loger des canalisations, arbres de transmission, etc.

Afin d'améliorer les performances aérodynamiques d'une turbomachine à double-flux, on cherche à augmenter le taux de dilution de la turbomachine, c'est-à- dire le ratio entre le débit dans la veine secondaire et le débit dans la veine primaire.

Or, la présence du bras structural 30 et d'autres organes mécaniques intrusifs saillant dans la veine secondaire perturbent l'écoulement d'air dans la veine secondaire et limitent l'amélioration du taux de dilution. En effet, le diamètre extérieur de la turbomachine est contraint par l'intégration de la totalité des éléments sous l'aile de l'avion auquel est rattachée la turbomachine, tout en conservant une garde suffisante entre le bas de la turbomachine une fois accrochée sous l'aile et le sol (notamment une garde suffisante pour franchir les feux installés sur les pistes de décollage et d'atterrissage). De ce fait, certains organes se trouvent parfois saillants dans la veine secondaire.

Le bras structural étant fréquemment le logement d'un arbre de transmission radial, les organes saillants à l'intérieur de la veine secondaire peuvent comprendre, à une extrémité de ce bras, une boite de renvoi d'angle (ou TGB pour Transfer GearBox) ou un engrenage intermédiaire d'entraînement de l'arbre radial (ou IGB pour Intermediary GearBox).

Il est donc nécessaire de pallier les conséquences aérodynamiques néfastes de ces problématiques d'intégration des éléments mécaniques.

DESCRIPTION DE L'INVENTION

L'invention a pour but de proposer un ensemble de redressement de flux d'air de turbomachine, notamment à double-flux, présentant une aérodynamique améliorée.

A cet égard, l'invention a pour objet un ensemble de redressement de flux d'air de turbomachine comprenant :

une plate-forme cylindrique centrée sur un axe,

au moins une aube de redresseur s'étendant à partir de la plate-forme, et - un organe mécanique en saillie à partir de la plate-forme,

l'ensemble de redressement étant caractérisé en ce qu'il comprend en outre un carénage de l'organe mécanique en saillie, le carénage présentant une surface tridimensionnelle définie par :

au moins un point d'extrémité amont situé axialement en amont de l'organe mécanique par rapport à la direction d'écoulement de l'air dans la turbomachine, et

au moins un point d'extrémité aval situé axialement en aval de l'organe mécanique, la surface tridimensionnelle étant tangente à la plate-forme aux points d'extrémités amont et aval.

Avantageusement, mais facultativement, l'ensemble selon l'invention peut en outre comprendre au moins l'une des caractéristiques suivantes :

l'aube de redresseur comprend un bord d'attaque, et la position axiale de chaque point d'extrémité amont de la surface tridimensionnelle est définie par :

X BA + 0-25c OG | / < χ Α < X 1KO z

où x A est la position axiale du point d'extrémité amont de la surface tridimensionnelle, x BA est la position axiale du bord d'attaque de l'aube de redresseur, c 0GV est la corde de l'aube de redresseur, et x 1K0∑ est la position axiale de l'extrémité amont de l'organe mécanique.

la surface tridimensionnelle est en outre définie par au moins un point de hauteur maximale par rapport à la plate-forme au droit d'un point de hauteur maximal de l'organe mécanique par rapport à la plate-forme, et la surface tridimensionnelle présente, entre ce point et un point d'extrémité aval, une pente inférieure à 30%.

L'ensemble peut en outre comprendre un bras structural s'étendant radialement par rapport à l'axe, et la surface tridimensionnelle du carénage peut être définie par un point d'extrémité amont du côté de l'intrados du bras structural, et un point d'extrémité amont du côté de l'extrados, lesdits points présentant des positions axiales distantes au plus de 0,1 c OG .

L'ensemble peut en outre comprendre un bras structural s'étendant radialement par rapport à l'axe, et la surface tridimensionnelle du carénage peut être définie par un point d'extrémité aval du côté de l'intrados du bras structural, et un point d'extrémité aval du côté de l'extrados, lesdits points présentant des positions axiales distantes au plus de 0,1 c OG .

L'ensemble peut en outre comprendre un bras structural s'étendant radialement par rapport à l'axe, dans lequel la surface tridimensionnelle du carénage présente une plus grande section mesurée selon un axe orthogonal au premier, et la surface est en outre définie par deux points extrêmes latéraux correspondant aux extrémités de ladite plus grande section respectivement du côté intrados et extrados du bras structural (30), les positions axiales desdits points étant distantes d'au plus 0,1c OGK .

La surface tridimensionnelle peut en outre être définie par un point de hauteur maximale par rapport à la plate-forme du côté de l'intrados du bras structural et un point de hauteur maximale par rapport à la plate-forme du côté de l'extrados du bras structural, et les positions axiales des points extrêmes latéraux et des points de hauteur maximale sont distantes d'au plus 0 c ocv .

la surface tridimensionnelle du carénage peut être tangente à la plate-forme aux points extrêmes latéraux.

l'organe mécanique en saillie peut être l'un parmi le groupe comprenant :

o un arbre radial,

o une boite de renvoi d'angle d'un arbre radial,

o un élément de connexion électrique, hydraulique ou pneumatique, o engrenage intermédiaire d'entraînement d'un arbre radial.

L'invention a également pour objet une turbomachine, comprenant un ensemble de redressement de flux d'air selon la description qui précède. Le carénage proposé permet, en recouvrant les organes mécaniques en saillie dans la veine d'écoulement d'air, tout en proposant une continuité de tangence entre la surface du carénage et la plate-forme de support des aubes de redresseur et du bras structural, de limiter les perturbations de l'écoulement d'air dans la veine.

L'application d'un tel ensemble à une turbomachine à double-flux permet donc d'obtenir un meilleur taux de dilution.

Le fait de proposer une pente limitée du côté aval du carénage permet en outre de limiter l'apparition de décollements aérodynamiques.

Enfin le carénage s'étend à partir d'au moins un quart de la corde de l'aube de redresseur pour limiter l'encombrement de la veine ainsi que la remontée de distorsion de pression statique. DESCRIPTION DES FIGURES

D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre d'un mode de réalisation préférentiel.

Cette description sera donnée en référence aux dessins annexés dans lesquels : la figure 1 précédemment décrite représente un exemple de turbomachine, La figure 2a représente une vue de dessus en déroulé d'un ensemble de redressement de flux d'air selon un mode de réalisation de l'invention, La figure 2b représente une vue en coupe transversale d'un ensemble de redressement de flux d'air selon un plan de coupe identifié sur la figure 2a, La figure 2c représente une vue d'un ensemble de redressement de flux d'air du côté intrados du bras structural.

DESCRIPTION DETAILLEE D'AU MOINS UN MODE DE REALISATION DE L'INVENTION

En référence aux figures 2a à 2c, on a représenté un ensemble de redressement de flux d'air d'une turbomachine à double-flux. Cet ensemble comporte une plate-forme 15 qui est constituée par une couronne interne ou externe de support d'aubes 20 de redresseur de flux secondaire F s d'air s'écoulant dans la turbomachine. Les aubes 20 de redresseur peuvent également être appelées par l'acronyme anglais OGV pour Outlet Guide Vane.

La plate-forme 15 est donc une couronne centrée sur un axe X-X, cet axe étant l'axe principal de la turbomachine.

L'ensemble comporte également au moins une aube 20 de redresseur s'étendant à partir de la plate-forme, radialement autour de l'axe X-X, la figure 2a étant une vue en développé d'un secteur d'angle couvert par deux aubes 20 de redresseur s'étendant de part et d'autre d'un bras structural.

L'aube 20 de redresseur comporte un bord d'attaque 21 dont la position axiale est notée X B A, un bord de fuite 22, et une corde C 0 GV, qui est la distance, mesurée dans la direction de l'axe X-X, entre le bord d'attaque 21 et le bord de fuite 22.

En outre l'ensemble comprend un bras structural 30.

Le bras structural est avantageusement, mais non limitativement, de type « aube de redresseur intégrée », c'est-à-dire qu'il comprend une partie d'extrémité amont 31 présentant le profil d'une aube de redresseur. C'est le cas sur l'exemple représenté sur la figure 2a.

Le bras structural 30 comprend en outre une zone creuse 32 dite interdite de dessin (ou KOZ pour Keep-Out Zone) qui est un logement dédié à l'implantation d'éléments mécaniques nécessaires au fonctionnement de la turbomachine tels que des servitudes, et notamment au logement de canalisations, par exemple d'huile ou de carburant, de connexions électriques, un ou plusieurs arbres de transmission, etc.

L'ensemble comprend également un organe mécanique 40 en saillie dans la veine d'écoulement d'air à partir de la plate-forme 15. Cet organe mécanique se trouve à une extrémité du bras structural 30 et, pour les raisons d'intégration indiquées en introduction, émerge à l'intérieur de la veine.

L'organe mécanique 40 peut comprendre, dans le cas où le bras structural 30 loge un arbre de transmission radial, une extrémité de cet arbre, une boite de renvoi d'angle de cet arbre (ou Transfer Gear Box) ou un engrenage intermédiaire d'entraînement de cet arbre (ou Intermediary Gearbox). Dans le cas où le bras structural 30 loge des servitudes, l'organe mécanique 40 peut également ou alternativement comprendre des éléments de connexion électrique, hydraulique (canalisations d'huile ou de kérosène), ou pneumatique.

L'ensemble comprend en outre un carénage 50 de l'organe mécanique en saillie, c'est-à-dire une paroi recouvrant cet organe en présentant une forme aérodynamique limitant les perturbations du flux d'air s'écoulant dans la veine.

A cet égard, le carénage présente une surface tridimensionnelle dont la géométrie dépend de celle de l'organe mécanique 40.

L'organe mécanique 40 est paramétré par :

La position axiale de son extrémité amont χ-ικοζ, qui est en aval du bord d'attaque 21 de l'aube 20 de redresseur : x 1K0Z ≥ XBA

La position axiale de son extrémité aval : Χ2κοζ, qui est en aval de l'extrémité amont : x 2K0Z ≥ x 1K0Z

- La hauteur maximale de l'organe h K oz, c'est-à-dire la distance radiale maximale de l'organe mécanique par rapport à l'axe X-X, et

La plus grande largeur qu'il occupe dans un plan orthogonal à l'axe X-X. Comme visible sur la figure 2b, cette largeur est paramétrée par les positions YeKoz et y iK oz, sur un axe Y-Y orthogonal à l'axe X-X et orthogonal à un axe radial autour de X (Y-Y est donc tangentiel à un cercle centré sur l'axe X-X), des extrémités de cette largeur respectivement du côté extrados et du côté intrados du bras structural 30. Les positions γ θ κοζ et y iK oz sur l'axe Y-Y sont mesurées par rapport à une origine prise au milieu de la zone interdite de dessin 32.

Alors la surface tridimensionnelle du carénage 50 est également paramétrée par un ensemble de points.

On note ainsi Aj et A e les points d'extrémité amont par rapport au flux d'air de la surface tridimensionnelle du carénage 50, respectivement du côté intrados et du côté extrados du bras structural 30.

Les points d'extrémité amont A, et A e sont de préférence alignés axialement mais on autorise une tolérance telle que leurs positions axiales soient distantes d'au plus un dixième de la corde de l'aube de redresseur :

xAi — -t

Afin de recouvrir l'organe mécanique 40, chaque point d'extrémité amont se trouve en amont de l'extrémité amont de l'organe mécanique 40 :

< x lKOZ

De plus, comme représenté sur la figure 2c, la surface tridimensionnelle du carénage 50 est avantageusement tangente à la plate-forme 15 au niveau des points d'extrémité amont A, et A e . En effet, il en résulte une continuité entre la surface de la plate-forme et celle du carénage qui limite les perturbations sur l'écoulement d'air et maintient de bonnes performances aérodynamiques.

De plus, afin de ne pas perturber le flux d'air en entrée de veine, la position axiale de chaque point d'extrémité amont est avantageusement distante du bord d'attaque 21 des aubes de redresseur 20 d'au moins un quart de la corde de l'aube :

On note C, et C e les points d'extrémité aval par rapport au flux d'air de la surface tridimensionnelle du carénage 50, respectivement du côté intrados et du côté extrados du bras structural.

Les points d'extrémité aval C, et C e sont de préférence alignés axialement, mais on autorise une tolérance telle que leurs positions axiales soient distantes d'au plus un dixième de la corde de l'aube de redresseur : x c t x c e ± 0.1c OG ^

Afin de recouvrir l'organe mécanique 40, chaque point d'extrémité aval de la surface du carénage 50 se trouve en aval de l'extrémité aval de l'organe mécanique 40 :

X 2KOZ ≤= x Cie

De plus, comme représenté sur la figure 2c, la surface tridimensionnelle du carénage 50 est également tangente à la plate-forme 15 au niveau des points d'extrémité aval Q et C e , pour limiter les perturbations du flux d'air dans la veine.

La surface tridimensionnelle du carénage 50 est également paramétrée par deux points D,, D e de hauteur maximale mesurée radialement par rapport à l'axe X- X, respectivement du côté intrados et du côté extrados du bras structural. On note r Di et r De respectivement la distance radiale de ces points par rapport à l'axe, et x Di et x De leur position axiale. Les points de hauteur maximale D,, D e ont la même position axiale que le point de hauteur maximale h K oz de l'organe mécanique 40.

Pour que la surface tridimensionnelle recouvre l'organe mécanique 40 on a :

Cependant, pour limiter l'encombrement du carénage dans la veine, les hauteurs des points Di, De sont les plus faibles possibles. On a avantageusement :

1.25h KOZ ≥ r D . e ≥ h K0Z

Les points D,, D e sont avantageusement alignés axialement, à un dixième de la corde de l'aube 20 de redresseur près :

xDi = x D e i O-lCoG

Avantageusement, la position axiale des points d'extrémité aval est adaptée à celle des points de hauteur maximale pour limiter la pente de la surface tridimensionnelle à moins de 30%. La minimisation de la pente permet de diminuer les gradients de pression défavorables et d'éviter les décollements de l'écoulement.

Enfin la surface tridimensionnelle est paramétrée par deux points extrêmes latéraux B,, B e . Ces points correspondent aux extrémités de la plus grande section transversale de l'organe mécanique 40 mesurée selon l'axe Y-Y. On note x B i et x Be les positions axiales de ces points, et y B i et y Be leur position selon l'axe Y-Y par rapport au centre de la zone interdite de dessin 32.

Pour que la surface tridimensionnelle recouvre l'organe mécanique 40 on a :

VBI — VÎKOZ 3¾≥ VeKOZ

Cependant, l'encombrement maximal selon l'axe Y-Y, et donc les positions y B i et y Be , sont contraints par la largeur du canal entre le bras structural 30 et l'aube 20 de redresseur adjacente : y Bl e ≤ s 0GV .

Les points B,, B e sont avantageusement alignés axialement, à un dixième de la corde de l'aube 20 de redresseur près :

xB t = x B e i 0.1c OG

Comme visible sur la figure 2b, la surface tridimensionnelle du carénage 50 est avantageusement tangente à la plate-forme 15 aux points B, et B e pour limiter les perturbations du flux d'air dans la veine.

De plus, les positions axiales des points extrêmes latéraux et des points de hauteur maximale sont avantageusement distantes au plus d'un dixième de la corde de l'aube 20 de redresseur.

Le paramétrage indiqué ci-avant permet donc de préserver les performances aérodynamiques de la veine secondaire d'une turbomachine à double-flux, et donc d'améliorer le taux de dilution, sans impacter la garde au sol de l'aéronef sur lequel la turbomachine est installée.