DOMAINE DE L'INVENTION

L’invention concerne les pièces statoriques d’une turbomachine comprenant une pale comme les redresseurs de flux situés en aval d’un compresseur et en particulier les redresseurs à calage fixe.

ETAT DE LA TECHNIQUE

Dans une turbomachine d’aéronef, et en particulier les aéronefs destinés au transport de passagers, c’est l'air propulsé par une soufflante et des gaz de combustion sortant de la turbomachine à travers une tuyère d’échappement qui exerce une poussée de réaction sur la turbomachine et, à travers elle, sur l’aéronef. La circulation des gaz à travers la turbomachine est influencée par des aubages en rotation et des aubages fixes. Les aubages fixes ou statoriques comptent notamment des aubes directrices de sortie (connu également sous le terme de « Outlet Guide Vane» ou « OGV » en anglais), les aubes directrices d'entrée (connu également sous le terme de « Inlet Guide Vane» ou « IGV » en anglais), et les aubes à calage variable (connu également sous le terme de « Variable Stator Vane» ou « VSV » en anglais). Typiquement, les aubes de redresseur d'un moteur aéronautique à turbine à gaz présentent chacune deux plateformes (intérieure et extérieure) qui sont rapportées sur l'aubage. Ces aubes de redresseur forment des rangées d'aubes fixes qui permettent de guider le flux gazeux traversant le moteur selon une vitesse et un angle appropriés.

Au sein d’un redresseur de flux comprenant une pluralité de pales fixes, l’écoulement des gaz s’effectue globalement entre les pales selon un sens amont-aval. Il est connu cependant que la zone du pied de pale peut être le siège d'écoulements aérodynamique secondaires.

Pour chaque couple de pales en regard l’une de l’autre, un gradient de pression entre la face en pression (intrados) de la première pale et la face en dépression (extrados) de la deuxième pale génère un écoulement de passage (connu egalement sous le terme de « crossflow » en anglais) qui transporte les gaz vers l’extrados.

En extrémité de pale, c’est-à-dire à la jonction entre l’aubage et le moyeu ou entre l’aubage et le carter, un décollement de coin (connu également sous le terme de « corner separation » en anglais) et un tourbillon (connu également sous le terme de « corner vortex » en anglais) peuvent se produire. Ce décollement génère des pertes de pression ainsi qu’un blocage aérodynamique. Ce dernier est problématique en termes d’opérabilité. Pour des incidences élevées du flux arrivant sur le redresseur, c’est-à-dire lorsque la direction d’écoulement des gaz en amont du redresseur fait un angle important avec une direction du bord d’attaque de la pale, ce décollement de coin s’amplifie jusqu’à provoquer un décrochage de la couche limite sur la pale qui ne peut plus assurer la déviation de l’écoulement.

La réduction des performances et de l’opérabilité des compresseurs est d’autant plus forte que le rapport s/c entre la distance circonférentielle séparant deux pales s et la corde d’une pale c est grand. Pour les moteurs allégés avec un nombre réduit de pales et rendus plus compacts axialement par des cordes raccourcies, ce rapport s/c est plus important, rendant les effets d’autant plus problématiques.

Il y a donc un besoin pour une nouvelle géométrie permettant de corriger ces problèmes et d'améliorer les performances en termes de rendement des équipements notamment à forte incidence du flux entrant dans le redresseur.

EXPOSE DE L'INVENTION

Un but de l’invention est de proposer une pièce statorique d’une turbomachine dont la géométrie améliore l’écoulement des fluides par rapport à l’art antérieur.

Le but est atteint dans le cadre de la présente invention grâce à une pièce statorique d’une turbomachine comprenant une plateforme, une pale et une ailette, la pale et l’ailette s’étendant à partir de la plateforme, la plateforme un extrados de la pale et l’ailette définissant entre elles un canal d ’écoulement de gaz, le canal présentant une section dans un plan normal à un axe de la turbomachine, ayant une aire qui décroît continûment d’amont en aval en référence à un sens général d’écoulement des gaz à travers la turbomachine.

D’une part l’ailette proposée limite l’écoulement de passage qui est dirigé vers l’extrados. D’autre part l’ailette définit entre elle et l’extrados un canal dans lequel le fluide s’écoule. Ce canal présente une section qui diminue vers l’aval de sorte que la section vue par le fluide au travers de ce canal se rétrécit. Par conservation du débit dans le canal, l’écoulement du fluide s’accélère vers l’aval dans la direction axiale. Il y a donc accélération du flux côté extrados, ce qui réduit l’épaisseur de la couche limite côté extrados de la pale ainsi que sur la plateforme. Cela réduit également la zone de faible quantité de mouvement associée au décollement de coin responsable du blocage aérodynamique. Ceci est vrai sur une large plage d’incidence, et en particulier aux incidences importantes.

Une telle pièce statorique est avantageusement et optionnellement complétée par les différentes caractéristiques suivantes prises seules ou en combinaison :

- l’extrados et l’ailette sont séparés dans chaque plan normal par une distance décroissant d’amont en aval ;

- l'ailette présente dans chaque plan normal une arête contiguë au canal et présentant une inclinaison par rapport à la plateforme qui décroît d’amont en aval ;

- l'ailette présente une dimension radiale qui décroît d’amont en aval ;

- l’ailette comprend une extrémité amont, la pale présente un point de cambrure maximale et une corde axiale définie comme une longueur d’une projection d’une corde de la pale selon l’axe, l’extrémité amont est située axialement en amont du point de cambrure à une distance inférieure ou égale à 30% de la corde axiale et en aval du point de cambrure à une distance inférieure ou égale à 20% de la corde axiale ; et

- la pale est une première pale, la pièce statorique comprenant une deuxième pale en regard de la première pale, l’ailette étant située entre la première pale et la deuxieme pale, chaque pale comprenant un bord d’attaque et une tangente à une ligne de cambrure de la pale au bord d’attaque, les tangentes étant parallèles, pour chaque tangente l’extrémité amont de l’ailette étant située dans un plan normal aux tangentes à une distance de la tangente supérieure ou égale à 5% de la corde axiale.

L’invention porte également sur une turbomachine comprenant une pièce statorique telle qu’on vient de la présenter et sur un aéronef comprenant une telle turbomachine.

DESCRIPTION DES FIGURES

D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront encore de la description qui suit, laquelle est purement illustrative et non limitative, et doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels :

[Fig. 1 ] la figure 1 est une représentation schématique d’une turbomachine ;

[Fig. 2] la figure 2 est une représentation schématique d’une pièce statorique selon un premier mode de réalisation ;

[Fig. 3] la figure 3 est une vue schématique en section dans un plan perpendiculaire à l’axe de la turbomachine d’une pièce statorique selon un deuxième mode de réalisation ; et

[Fig. 4] la figure 4 est une représentation schématique d’une pièce statorique selon le premier mode de réalisation dans un plan aube à aube.

DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION

En référence à la figure 1 , une turbomachine est représentée de manière schématique, plus spécifiquement un turboréacteur axial 1 à double flux. Le turboréacteur 1 illustré s’étend selon un axe A et comporte successivement, dans le sens d’écoulement des gaz dans la turbomachine, une soufflante 2, une section de compression pouvant comprendre un compresseur basse pression 3 et un compresseur haute pression 4, une chambre de combustion 5, et une section de turbine pouvant comprendre une turbine haute pression 6 une turbine basse pression 7 et une tuyère d’échappement.

La soufflante 2 et le compresseur basse pression 3 sont entraînés en rotation par la turbine basse pression 7 par l’intermédiaire d’un premier arbre de transmission 9, tandis que le compresseur haute pression 4 est entraîné en rotation par la turbine haute pression 6 par l’intermédiaire d’un deuxième arbre de transmission 10.

En fonctionnement, un écoulement d'air comprimé par les compresseurs basse et haute pression 3 et 4 alimente une combustion dans la chambre de combustion 5, dont l'expansion des gaz de combustion entraîne les turbines haute et basse pression 6, 7. L'air propulsé par la soufflante 2 et les gaz de combustion sortant du turboréacteur 1 à travers une tuyère d’échappement en aval des turbines 6, 7 exercent une poussée de réaction sur le turboréacteur 1 et, à travers lui, sur un véhicule ou engin tel qu'un aéronef (non illustré).

En aval de la soufflante ou d’un étage de compression, la turbomachine peut comprendre un étage d’aubes de redressement. Un tel étage d’aubes de redressement peut comprendre une pièce statorique 20 comme présentée en référence à la figure 2.

La pièce statorique 20, ou l’ensemble 20 de pièces statoriques si elle n'est pas monobloc, présente au moins deux pales consécutives 24, 26 et une plateforme 22 à partir de laquelle s'étendent les pales 24, 26.

La figure 2 est une représentation schématique de la pièce statorique 20 en section dans un plan normal à l’axe A de la turbomachine, c’est-à-dire une vue schématique en section dans un plan perpendiculaire à l’axe de la turbomachine. L’axe A est perpendiculaire au plan de la figure 2 et dirigé vers le lecteur de la figure 2. Le terme "plateforme" désigne ici tout élément de la turbomachine à partir duquel des pales 24, 26 sont aptes à être montées. La plateforme peut être en particulier un moyeu ou un carter qui entoure l’axe de la turbomachine. La plateforme peut présenter une surface cylindrique à distance radiale constante à l’axe A de la turbomachine. Les pales 24, 26 s’étendent à partir de la plateforme 22 radialement vers l’extérieur ou bien radialement vers l’interieur. La plateforme 22 présente une paroi interne ou bien une paroi externe contre laquelle l'air circule. La pièce statorique 20 comprend une paroi 23 située en regard de la plateforme 22.

La pale 24 présente un extrados 25 qui fait face à un intrados de la pale 26. En fonctionnement, l’air s’écoule à travers la pièce statorique dans une veine définie par la plateforme 22, les pales 24 et 26 et la paroi 23. L’écoulement s’effectue dans la direction de l’axe A de la turbomachine et de l’amont vers l’aval comme selon le sens de l’axe A dirigé vers le lecteur de la figure 2.

La figure 4 est une représentation schématique de la pièce statorique 20 dans un plan circonférentiel, c’est-à-dire à une distance constante à l’axe A de la turbomachine. La direction de l’axe A est donnée sur la figure 4 par l’axe x dont l’orientation est le sens d’écoulement des gaz. L’axe radial r est perpendiculaire au plan de la figure 4 et dirigé vers le lecteur de la figure 4. L’axe 0 correspond à la direction circonférentielle perpendiculaire simultanément à l’axe A et l’axe radial.

Les pales 24 et 26 présentent chacune un intrados et un extrados. Les pales 24 et 26 comprennent chacune un bord d’attaque 52, 39 côté amont et un bord de fuite côté aval. Les pales définissent une corde 36 qui est le segment reliant le bord d’attaque et le bord de fuite. La corde 36 projetée sur la direction de l’axe de la turbomachine définit une corde axiale 37.

Chaque pale présente une ligne de cambrure 41 , 43 qui est la courbe égale à la moyenne entre la courbe de l’extrados et la courbe de l’intrados. Plus précisément, la ligne de cambrure est formée de tous les points situés à égale distance de l’extrados et de l’intrados. La distance d’un point particulier à l’extrados (ou de l’intrados) est définie ici comme la distance minimale entre le point particulier et un point de l’extrados (ou de l’intrados).

Sur chaque ligne de cambrure 41 , 43, on définit un point de cambrure maximale (référence 35 sur la pale 24). En ce point, la longueur d’un segment perpendiculaire à la ligne de corde et reliant un point de la ligne de corde et un point de la ligne de cambrure est maximale. La coordonnée du point de cambrure maximale selon l’axe x est notee xO sur la figure 4.

On définit également :

- une coordonnée x1 inférieure à la coordonnée xO, la longueur x0-x1 valant 30% de la corde axiale 37 ;

- une coordonnée x2 supérieure à la coordonnée xO, la longueur x2-x0 valant 20% de la corde axiale 37.

La pièce statorique 20 comprend également une ailette 28 qui s’étend à partir de la plateforme dans la même direction et le même sens d’extension que les pales 24, 26. L’ailette est située entre les pales 24 et 26. L’ailette s’étend sur une dimension radiale 31 inférieure à une hauteur des pales. Autrement dit, l’ailette ne s’étend pas de la plateforme 22 jusqu’à la paroi 23 sur toute la hauteur de veine séparant la plateforme 22 de la paroi 23. La dimension radiale 31 de l’ailette 28 varie entre 1% et 40% de cette hauteur de veine. La dimension radiale 31 dépend de la taille d’une couche limite amont.

L’ailette 28 s’étend selon l’axe A de la turbomachine depuis une extrémité amont 33 jusqu’à une extrémité aval, comme illustré sur la figure 4.

L’ailette 28 présente un flanc 32 qui se trouve en regard de l’extrados 25 de la pale 24. L’intersection du flanc 32 et d’un plan normal à l’axe A de la turbomachine est une arête 29. Cette arête peut être rectiligne ou courbe.

Le flanc 32 de l’ailette 28 peut présenter une arête 29 rectiligne qui permet de définir une inclinaison 52 avec la plateforme 22, comme représenté en figure 3. Cette inclinaison est égale à 90° lorsque l’arête fait un angle droit avec la plateforme. Lorsque la plateforme 22 comprend une surface cylindrique à distance radiale constante à l’axe A de la turbomachine, une inclinaison à 90° de l’arête 29 correspond à une arête qui s’étend selon la direction radiale.

La plateforme 22, l’extrados 25 de la pale 24 et l’ailette 28 définissent entre elles un canal 30 d’écoulement de gaz. Le canal 30 s’étend depuis l’extrados 25 jusqu’au flanc 32 de l’ailette 28 selon la direction circonférentielle 0. L’arête 29 du flanc 32 de l’ailette 28 est contiguë au canal 30. Le canal 30 s’étend radialement depuis la plateforme 22 vers la paroi 23 sur une longueur égalé a la dimension radiale 31 de l’ailette 28.

Le canal 30 épouse les formes de la plateforme 22, de l’extrados 25 et du flanc de l’ailette 28. Le canal 30 ne s’étend pas au-delà de la dimension radiale 31 de l’ailette 28.

La pièce statorique est configurée de sorte que le canal 30 présente une section, dans un plan normal à l’axe A de la turbomachine, dont l’aire décroit continûment d’amont en aval.

Autrement dit, si l’on choisit deux plans normaux à l’axe A de la turbomachine, les deux plans comprenant un plan aval et un plan amont en amont du plan aval, la section du canal 30 dans le plan amont est toujours supérieure ou égale à la section du canal 30 dans le plan aval.

La décroissance continue de l’aire de la section peut être obtenue dans différents modes de réalisation que l’on peut possiblement combiner entre eux.

Dans un premier mode de réalisation, l’extrados 25 et le flanc 32 de l’ailette 28 sont séparés dans chaque plan normal par une distance qui décroît d’amont en aval. Dans ce cas, on peut conserver la dimension radiale 31 de l’ailette constante et la forme de l’arête 39 identique dans les différents plans normaux.

Dans un deuxième mode de réalisation, l'inclinaison 52 de l’arête 29 par rapport à la plateforme 22 décroît d’amont en aval. Le flanc de l’ailette 28 est alors oblique et l’angle du flanc par rapport à la plateforme 22 diminue vers l’aval.

Dans un troisième mode de réalisation, la dimension radiale 31 de l’ailette décroît d’amont en aval. Dans ce cas, on peut conserver la distance séparant l’extrados 25 et le flanc 32 constante et la forme de l’arête 39 identique dans les différents plans normaux. Le deuxième mode et le troisième mode peuvent être avantageusement combinés : l’ailette diminue en dimension radiale vers l’aval et l’inclinaison de l’arête diminue vers l’aval.

Grâce à la réduction de la section du canal 30 d’amont en aval, la zone où l’écoulement de gaz présentait dans l’art antérieur une faible quantité de mouvement se trouve accélérée dans la pièce statorique présentée ici. En outre, la taille du canal diminuant, le blocage induit par le canal diminue également.

La couche limite reste accrochée plus longtemps sur l’extrados 25 de la pale 24, ce qui améliore l’efficacité de redressement de celle-ci. Cet effet est important à forte incidence, où le décollement de coin est habituellement important. En limitant les décollements et pertes du stator, l’écoulement est mieux dévié. Ceci permet de limiter l’écart entre le flux des gaz et le profil des aubes de redressement en sortie de stator.

L’efficacité de l’ensemble propulsif formé du rotor et du stator est améliorée. Cet effet est visible même à faible incidence, proche du point de rendement maximum pour des stators fortement chargés - c’est-à-dire pour des redresseurs statoriques dont le rapport s/c est élevé.

On peut ainsi avoir un stator plus robuste, ce qui peut augmenter la marge d’opérabilité du compresseur.

De manière optionnelle aux modes précédemment présentés, l’extrémité amont 33 de l’ailette 28 peut être placée dans des zones spécifiques selon deux conditions.

Une première condition est que l’extrémité amont 33 peut être située axialement, c’est-à-dire selon la direction de l’axe A de la turbomachine, en amont du point de cambrure 35 à une distance inférieure ou égale à 30% de la corde axiale 37 et en aval du point de cambrure 35 à une distance inférieure ou égale à 20% de la corde axiale 37.

Autrement dit l’extrémité amont 33 se trouve entre les droites d’équation x=x1 et x=x2, avec les coordonnées x1 et x2 introduites précédemment. Les droites x=x1 et x=x2 sont représentées en pointillés sur la figure 4.

En plus de cette première condition, l’extrémité amont 33 peut être située, selon une deuxième condition, à des distances particulières de tangentes des lignes de cambrure 41 , 43 des pales 24, 26. Plus précisément, on définit la tangente T1 à la ligne de cambrure 41 de la pale 26 en son bord d’attaque 52, et la tangente T2 à la ligne de cambrure 43 de la pale 24 en son bord d’attaque 39. Ces deux tangentes T1 et T2 sont parallèles et on peut définir un plan simultanément normal aux deux tangentes T1 , T2. Selon la deuxième condition, l’extrémité amont 33 est située à une distance de chacune des tangentes supérieure ou égale à 5% de la corde axiale 37. La figure 4 illustre une distance d égale à 5% de la corde axiale 37. Les droites K1 , K2 sont parallèles aux tangentes T1 , T2. La droite K1 est à une distance d de la tangente T1 , la droite K1 étant plus proche de la pale 24. La droite K2 est à une distance d de la tangente T2, la droite K2 étant plus proche de la pale 26.

Les droites K1 et K2 définissent entre elles une zone et si l’extrémité amont 33 de l’ailette 28 se trouve dans cette zone, la deuxième condition est vérifiée.

En outre, la position axiale de l’extrémité aval de l’ailette peut être la position axiale du bord de fuite des pales 24, 26.

Les deux conditions permettent d’optimiser la position de l’ailette en fonction de la zone de courbure maximum des pales et d’optimiser l’effet de contrôle du décollement sur la partie aval de pale 24, tout en réduisant les inconvénients de l’ajout d’une ailette.