FR3153109A1

FR3153109A1 - Helicopter turbomachine subassembly and helicopter turbomachine comprising such a subassembly

Info

Publication number: FR3153109A1
Application number: FR2309821A
Authority: FR
Inventors: Alexandre Paul Raimond DEBAT; Sébastien Mathieu COMBEBIAS; Olivier Robert; Nicolas Christophe PERRA
Original assignee: Safran Helicopter Engines SAS
Current assignee: Safran Helicopter Engines SAS
Priority date: 2023-09-18
Filing date: 2023-09-18
Publication date: 2025-03-21
Also published as: WO2025062094A1

Abstract

Sous-ensemble (10) de turbomachine destiné à un hélicoptère, comprenant une tuyère primaire (12) de sortie d’un flux de gaz d’échappement (F1), qui comprend un carter externe (14) et un cône interne (16) disposés concentriquement autour d’un axe longitudinal (X) et raccordés ensemble par des bras radiaux (18), le carter (14) entourant le cône (16) et définissant entre eux un conduit annulaire (C) pour l’écoulement du flux (F1). Le sous-ensemble comprend un répartiteur (20) ceinturant le carter (14) et configuré pour, d’une part recevoir, en entrée (20a), un flux d’air de refroidissement (F2) ayant une température inférieure à la température du flux (F1) et, d’autre part, répartir, en sortie, le flux (F2) à l’intérieur de bras radiaux (18). Le cône interne comporte une paroi externe (16a ; 16b’) dans laquelle une ou plusieurs ouvertures (O) sont aménagées pour permettre à l’air de (F1). Figure pour l’abrégé : Fig. 1. A turbomachine subassembly (10) for a helicopter, comprising a primary outlet nozzle (12) for an exhaust gas flow (F1), which comprises an outer casing (14) and an inner cone (16) arranged concentrically around a longitudinal axis (X) and connected together by radial arms (18), the casing (14) surrounding the cone (16) and defining between them an annular duct (C) for the flow of the flow (F1). The subassembly comprises a distributor (20) surrounding the casing (14) and configured to, on the one hand, receive, at the inlet (20a), a flow of cooling air (F2) having a temperature lower than the temperature of the flow (F1) and, on the other hand, distribute, at the outlet, the flow (F2) within radial arms (18). The inner cone has an outer wall (16a; 16b') in which one or more openings (O) are provided to allow air to escape (F1). Figure for abstract: Fig. 1.

Description

Helicopter turbomachine subassembly and helicopter turbomachine comprising such a subassembly

La présente invention concerne les turbomachines d’hélicoptères.The present invention relates to helicopter turbomachines.

Les turbomachines d’aéronef, et plus particulièrement les turbomachines d’hélicoptères, comprennent, dans le cas d’un hélicoptère bi-moteur, un ensemble propulsif qui comprend généralement un premier moteur configuré pour actionner un rotor principal et un deuxième moteur configuré pour actionner un rotor de queue. Les deux moteurs sont généralement connectés à une boîte de transmission principale qui a pour rôle de répartir la puissance entre le rotor principal et le rotor de queue. Chaque moteur peut être un moteur thermique, et plus spécifiquement un moteur à turbine à gaz comprenant un compresseur, une chambre de combustion, une première turbine reliée opératoirement par un arbre rotatif au compresseur et une deuxième turbine, ou turbine libre, couplée à un arbre de prise de puissance pour la transmission du mouvement au rotor concerné. L’ensemble formé du compresseur, de la chambre de combustion, de la première turbine et de l’arbre rotatif du moteur constitue un générateur de gaz.Aircraft turbomachines, and more particularly helicopter turbomachines, comprise, in the case of a twin-engine helicopter, a propulsion unit which generally comprises a first engine configured to drive a main rotor and a second engine configured to drive a tail rotor. The two engines are generally connected to a main gearbox which has the role of distributing the power between the main rotor and the tail rotor. Each engine may be a heat engine, and more specifically a gas turbine engine comprising a compressor, a combustion chamber, a first turbine operatively connected by a rotating shaft to the compressor and a second turbine, or free turbine, coupled to a power take-off shaft for transmitting the movement to the rotor concerned. The assembly formed by the compressor, the combustion chamber, the first turbine and the rotating shaft of the engine constitutes a gas generator.

Les gaz d’échappement qui sont issus de la turbine libre mentionnée ci-dessus sont à des températures très élevées. Or, dans certaines situations de vol, par exemple en cas de vol stationnaire, les gaz d’échappement peuvent être redirigés par le souffle du rotor principal sur la poutre de queue de l’hélicoptère. Ceci peut s’avérer préjudiciable pour la structure de cette dernière car, de plus en plus, des matériaux composites sont utilisés pour fabriquer la structure de l’hélicoptère et ces matériaux sont bien souvent sensibles aux agressions thermiques. Afin de résister à ces températures élevées, il faut donc protéger au moins certaines zones du carénage externe de la poutre de queue par une protection thermique qui, toutefois, augmente significativement la masse embarquée et le coût économique de fabrication de l’hélicoptère.The exhaust gases from the free turbine mentioned above are at very high temperatures. However, in certain flight situations, for example in hovering flight, the exhaust gases can be redirected by the main rotor jet onto the helicopter's tail boom. This can be detrimental to the tail boom's structure because composite materials are increasingly used to manufacture the helicopter's structure, and these materials are often sensitive to thermal damage. In order to withstand these high temperatures, it is therefore necessary to protect at least certain areas of the tail boom's external fairing with thermal protection, which, however, significantly increases the on-board mass and the economic cost of manufacturing the helicopter.

Il serait donc particulièrement utile de pouvoir remédier au moins en partie aux inconvénients mentionnés ci-dessus.It would therefore be particularly useful to be able to remedy at least part of the disadvantages mentioned above.

Le présent exposé est le résultat de recherches technologiques visant à diminuer la température des gaz d’échappement dans le but de limiter, voire de supprimer, le recours aux protections thermiques sur le carénage externe de la poutre de queue de l’hélicoptère. Pour cela, il est notamment prévu d’utiliser de l’air déjà disponible dans la turbomachine, cet air étant à une température inférieure à la température des gaz d’échappement, pour refroidir ces derniers.This presentation is the result of technological research aimed at reducing the temperature of the exhaust gases in order to limit, or even eliminate, the need for thermal protection on the external fairing of the helicopter tail boom. To achieve this, it is planned to use air already available in the turbomachine, this air being at a temperature lower than the temperature of the exhaust gases, to cool the latter.

Un premier aspect du présent exposé concerne un sous-ensemble de turbomachine destiné à un hélicoptère, comprenant une tuyère primaire de sortie d’un flux de gaz d’échappement, la tuyère primaire comprenant un carter externe et un cône interne qui sont disposés de manière concentrique l’un par rapport à l’autre autour d’un axe longitudinal de la turbomachine et raccordés l’un à l’autre par une pluralité de bras radiaux, le carter externe entourant le cône interne et définissant avec ce dernier un conduit annulaire pour l’écoulement du flux de gaz d’échappement, caractérisé en ce que le sous-ensemble de turbomachine comprend un répartiteur ceinturant au moins partiellement le carter externe, le répartiteur étant configuré pour, d’une part, recevoir, en entrée du répartiteur, un flux d’air de refroidissement existant dans la turbomachine et ayant une température inférieure à la température des gaz d’échappement et, d’autre part, répartir, en sortie du répartiteur, ce flux d’air de refroidissement à l’intérieur d’au moins certains bras radiaux de la pluralité de bras radiaux (les au moins certains bras assurent ainsi chacun la distribution d’une fraction de flux d’air de refroidissement) à destination de l’intérieur du cône interne, le cône interne (dans lequel les fractions de flux d’air de refroidissement issues des bras radiaux sont distribuées) comportant une paroi externe dans laquelle une ou plusieurs ouvertures sont aménagées pour permettre à l’air de refroidissement du cône interne de sortir dudit cône interne et d’être injecté à une périphérie interne du flux de gaz d’échappement.A first aspect of the present disclosure relates to a turbomachine subassembly intended for a helicopter, comprising a primary outlet nozzle for an exhaust gas flow, the primary nozzle comprising an outer casing and an inner cone which are arranged concentrically with respect to each other around a longitudinal axis of the turbomachine and connected to each other by a plurality of radial arms, the outer casing surrounding the inner cone and defining with the latter an annular duct for the flow of the exhaust gas flow, characterized in that the turbomachine subassembly comprises a distributor at least partially surrounding the outer casing, the distributor being configured to, on the one hand, receive, at the inlet of the distributor, a flow of cooling air existing in the turbomachine and having a temperature lower than the temperature of the exhaust gases and, on the other hand, distribute, at the outlet of the distributor, this flow of cooling air inside at least some radial arms of the plurality of radial arms (the at least less certain arms thus each ensure the distribution of a fraction of cooling air flow) to the interior of the internal cone, the internal cone (in which the fractions of cooling air flow from the radial arms are distributed) comprising an external wall in which one or more openings are arranged to allow the cooling air from the internal cone to exit said internal cone and to be injected at an internal periphery of the exhaust gas flow.

L’utilisation d’un flux d’air existant dans la turbomachine au niveau du cône interne de la tuyère primaire (tuyère d’échappement) permet de refroidir le flux de gaz d’échappement par l’intérieur (sur sa périphérie interne, c’est-à-dire au centre de l’écoulement), c’est-à-dire dans une partie de ce flux qui est en dépression, ce qui s’avère particulièrement efficace pour l’opération de refroidissement. Il s’ensuit que le carénage externe de la poutre de queue de l’hélicoptère intégrant la turbomachine est moins soumis qu’auparavant à des températures élevées qui nécessitaient le recours à des boucliers thermiques sur le carénage externe. Il est donc possible de limiter le nombre de boucliers thermiques, voire de les supprimer (dans certaines circonstances), ce qui permet de réduire la masse embarquée à bord de l’hélicoptère. Par ailleurs, l’utilisation d’un débit d’air déjà existant dans la turbomachine permet de ne pas avoir à effectuer de prélèvement sur le(s) moteur(s), ce qui n’affecte donc pas les performances de ce(s) dernier(s).The use of an existing air flow in the turbomachine at the level of the internal cone of the primary nozzle (exhaust nozzle) makes it possible to cool the exhaust gas flow from the inside (on its internal periphery, i.e. at the center of the flow), i.e. in a part of this flow which is in depression, which proves particularly effective for the cooling operation. It follows that the external fairing of the tail boom of the helicopter integrating the turbomachine is less subject than previously to high temperatures which required the use of heat shields on the external fairing. It is therefore possible to limit the number of heat shields, or even to eliminate them (in certain circumstances), which makes it possible to reduce the weight on board the helicopter. Furthermore, using an air flow already existing in the turbomachine means that no sampling is required from the engine(s), which therefore does not affect the performance of the latter.

Selon d’autres caractéristiques possibles :
-la paroi externe du cône interne comporte une face d’extrémité aval, suivant le sens d’écoulement du flux de gaz d’échappement dans la turbomachine d’hélicoptère, qui est ouverte sur l’extérieur de manière à permettre à l’air de refroidissement du cône interne de sortir de ce dernier suivant une direction sensiblement axiale et dirigée vers l’aval ;
-le cône interne est configuré pour guider l’air de refroidissement sortant du cône interne ;
-le cône interne comprend un dispositif de type vis sans fin comportant une cannelure hélicoïdale qui définit un chemin hélicoïdal pour le guidage de l’air de refroidissement du cône interne vers l’extérieur ;
-le cône interne comprend des conduits qui sont configurés chacun à l’intérieur pour véhiculer une partie de l’air de refroidissement du cône interne, les conduits étant enroulés les uns par rapport aux autres de manière à former une hélice ;
-le cône interne comporte, en amont de la pluralité des bras radiaux, une pluralité d’ouvertures réparties de manière circonférentielle dans la paroi externe du cône interne qui est adjacente au conduit annulaire, permettant ainsi aux fractions de flux d’air de refroidissement distribuées par lesdits au moins certains bras radiaux de la pluralité de bras radiaux de sortir du cône interne en débouchant dans le conduit annulaire à une périphérie interne du flux de gaz d’échappement ;
-le cône interne comporte au moins un dispositif de guidage interne des fractions de flux d’air de refroidissement distribuées par lesdits au moins certains bras radiaux de la pluralité de bras radiaux jusqu’à la pluralité d’ouvertures circonférentielles ;
-ledit au moins un dispositif de guidage interne comprend en outre une pluralité d’ailettes circonférentielles qui sont disposées sur le trajet des fractions de flux d’air de refroidissement afin de conférer un mouvement de giration à l’air sortant par les ouvertures circonférentielles ;
-le flux d’air de refroidissement provient d’un système de refroidissement d’un lubrifiant de la turbomachine d’hélicoptère ;
- le flux d’air de refroidissement provient d’un système de refroidissement d’un générateur-démarreur d’une turbomachine.According to other possible characteristics:
-the external wall of the internal cone comprises a downstream end face, following the direction of flow of the exhaust gas flow in the helicopter turbomachine, which is open to the outside so as to allow the cooling air of the internal cone to exit the latter in a substantially axial direction and directed downstream;
-the inner cone is configured to guide the cooling air exiting the inner cone;
-the inner cone comprises a worm-like device having a helical groove which defines a helical path for guiding cooling air from the inner cone to the outside;
-the inner cone comprises ducts which are each configured internally to convey a portion of the cooling air of the inner cone, the ducts being wound relative to each other so as to form a helix;
-the inner cone comprises, upstream of the plurality of radial arms, a plurality of openings distributed circumferentially in the outer wall of the inner cone which is adjacent to the annular duct, thus allowing the fractions of cooling air flow distributed by said at least some radial arms of the plurality of radial arms to exit the inner cone by opening into the annular duct at an inner periphery of the exhaust gas flow;
-the internal cone comprises at least one internal guiding device for the cooling air flow fractions distributed by said at least some radial arms of the plurality of radial arms to the plurality of circumferential openings;
-said at least one internal guide device further comprises a plurality of circumferential fins which are arranged on the path of the cooling air flow fractions in order to impart a rotating movement to the air exiting through the circumferential openings;
-the cooling airflow comes from a cooling system of a lubricant of the helicopter turbomachine;
- the cooling airflow comes from a cooling system of a turbomachine starter-generator.

Un second aspect du présent exposé concerne une turbomachine d’hélicoptère comprenant un sous-ensemble de turbomachine tel que brièvement exposé ci-dessus.A second aspect of the present disclosure relates to a helicopter turbomachine comprising a turbomachine subassembly as briefly set forth above.

Un troisième aspect du présent exposé concerne un hélicoptère comprenant une turbomachine telle que brièvement exposée ci-dessus.A third aspect of the present disclosure relates to a helicopter comprising a turbomachine as briefly set forth above.

L'invention sera bien comprise et ses avantages apparaîtront mieux, à la lecture de la description détaillée qui suit, de modes de réalisation représentés à titre d'exemples non limitatifs. La description se réfère aux dessins annexés qui sont schématiques et visent avant tout à illustrer les principes de l’exposé.The invention will be better understood and its advantages will appear better on reading the detailed description which follows, of embodiments shown as non-limiting examples. The description refers to the appended drawings which are schematic and aim above all to illustrate the principles of the disclosure.

Sur ces dessins, d’une figure à l’autre, des éléments (ou parties d’élément) identiques ou équivalents sont repérés par les mêmes signes de référence. Sur ces dessins annexés :In these drawings, from one figure to another, identical or equivalent elements (or parts of elements) are identified by the same reference signs. In these attached drawings:

FIG. 1LaFIG. 1illustre de manière schématique un premier mode de réalisation de l’invention d’un sous-ensemble de turbomachine. FIG. 1 There FIG. 1 schematically illustrates a first embodiment of the invention of a turbomachine subassembly.

FIG. 2LaFIG. 2illustre de manière schématique un deuxième mode de réalisation de l’invention d’un sous-ensemble de turbomachine. FIG. 2 There FIG. 2 schematically illustrates a second embodiment of the invention of a turbomachine subassembly.

FIG. 3LaFIG. 3illustre schématiquement une forme de réalisation possible du premier mode de réalisation de l’invention. FIG. 3 There FIG. 3 schematically illustrates a possible embodiment of the first embodiment of the invention.

FIG. 4LaFIG. 4est une vue en coupe axiale d’un sous-ensemble de turbomachine selon le premier mode de réalisation de l’invention et intégrant un dispositif de vis sans fin. FIG. 4 There FIG. 4 is an axial sectional view of a turbomachine subassembly according to the first embodiment of the invention and integrating a worm screw device.

FIG. 4LaFIG. 4est une vue en perspective du dispositif de vis sans fin de laFIG. 4. FIG. 4 There FIG. 4 is a perspective view of the worm gear device of the FIG. 4 .

FIG. 5LaFIG. 5est une vue en perspective d’un sous-ensemble de turbomachine selon le premier mode de réalisation de l’invention et intégrant des conduits enroulés à la manière d’une hélice. FIG. 5 There FIG. 5 is a perspective view of a turbomachine subassembly according to the first embodiment of the invention and incorporating conduits wound in the manner of a propeller.

FIG. 6LaFIG. 6est une vue en perspective depuis l’amont d’une forme de réalisation possible d’un sous-ensemble de turbomachine selon le deuxième mode de réalisation de l’invention. FIG. 6 There FIG. 6 is a perspective view from upstream of a possible embodiment of a turbomachine subassembly according to the second embodiment of the invention.

FIG. 6LaFIG. 6est une vue partielle en coupe axiale du sous-ensemble de turbomachine de laFIG. 6. FIG. 6 There FIG. 6 is a partial axial sectional view of the turbomachine subassembly of the FIG. 6 .

FIG. 6LaFIG. 6est une vue en perspective depuis l’amont de l’intérieur du cône interne du sous-ensemble de turbomachine des figures 6A et 6B. FIG. 6 There FIG. 6 is a perspective view from upstream of the interior of the inner cone of the turbomachine subassembly of Figures 6A and 6B.

FIG. 7LaFIG. 7illustre schématiquement un exemple d’aéronef avec un ensemble propulsif comportant deux moteurs. FIG. 7 There FIG. 7 schematically illustrates an example of an aircraft with a propulsion system comprising two engines.

FIG. 8LaFIG. 8illustre plus spécifiquement un mode de réalisation de l’ensemble propulsif de laFIG. 7. FIG. 8 There FIG. 8 more specifically illustrates an embodiment of the propulsion unit of the FIG. 7 .

Afin de rendre plus concret l’exposé, des modes de réalisation sont décrits en détail ci-après, en référence aux dessins annexés. Il est rappelé toutefois que l'invention ne se limite pas à ces modes de réalisation.In order to make the disclosure more concrete, embodiments are described in detail below, with reference to the accompanying drawings. It is recalled, however, that the invention is not limited to these embodiments.

Les figures 1 et 2 représentent de manière schématique deux modes de réalisation principaux de l’invention.Figures 1 and 2 schematically represent two main embodiments of the invention.

De manière générale, un sous-ensemble 10 de turbomachine d’aéronef tel qu’un hélicoptère comprend une tuyère primaire 12 partiellement représentée et qui comprend un carter externe 14 centré sur un axe longitudinal X de la turbomachine, suivant lequel un flux de gaz d’échappement (gaz chaud issus d’un processus de combustion interne à la turbomachine, notamment provenant d’une turbine à gaz) s’écoule d’amont en aval, comme repéré par la flèche F1. Le carter externe 14 présente une forme axiale dans une partie amont, puis une forme divergente dans une partie aval pour l’évacuation du flux de gaz d’échappement F1 hors de la turbomachine.Generally, a subassembly 10 of an aircraft turbomachine such as a helicopter comprises a primary nozzle 12 partially shown and which comprises an external casing 14 centered on a longitudinal axis X of the turbomachine, along which a flow of exhaust gas (hot gas from an internal combustion process in the turbomachine, in particular from a gas turbine) flows from upstream to downstream, as indicated by the arrow F1. The external casing 14 has an axial shape in an upstream part, then a divergent shape in a downstream part for the evacuation of the flow of exhaust gas F1 from the turbomachine.

La tuyère primaire 12 comprend également un cône interne 16 qui est disposé à l’intérieur du carter externe 14, et agencé de manière concentrique par rapport à ce dernier autour de l’axe longitudinal X de la turbomachine. Le carter externe 14 entoure le cône interne 16 de manière à définir entre eux un conduit annulaire axial C pour l’écoulement du flux de gaz d’échappement F1. Le carter externe 14 et le cône interne 16 sont raccordés mécaniquement l’un à l’autre par une pluralité de bras 18 qui s’étendent radialement relativement à l’axe longitudinal X à l’intérieur du conduit annulaire axial C. Ces bras radiaux 18 sont répartis circonférentiellement à l’intérieur du conduit annulaire, et sont par exemple disposés de manière régulière les uns par rapport aux autres. Généralement, la pluralité de ces bras radiaux 18 assurent une fonction de tenue mécanique et de rigidification de l’ensemble (bras structuraux) Au moins une partie de la pluralité de ces bras radiaux 18 sont creux de manière à pouvoir véhiculer à l’intérieur un écoulement d’air.The primary nozzle 12 also comprises an inner cone 16 which is arranged inside the outer casing 14, and arranged concentrically with respect to the latter around the longitudinal axis X of the turbomachine. The outer casing 14 surrounds the inner cone 16 so as to define between them an axial annular duct C for the flow of the exhaust gas flow F1. The outer casing 14 and the inner cone 16 are mechanically connected to each other by a plurality of arms 18 which extend radially relative to the longitudinal axis X inside the axial annular duct C. These radial arms 18 are distributed circumferentially inside the annular duct, and are for example arranged regularly with respect to each other. Generally, the plurality of these radial arms 18 provide a function of mechanical support and stiffening of the assembly (structural arms). At least part of the plurality of these radial arms 18 are hollow so as to be able to convey an air flow inside.

Le sous-ensemble 10 de turbomachine comprend également un répartiteur 20 (dispositif de répartition d’un flux d’air) qui ceinture au moins partiellement le carter externe 14 de la tuyère 12. A titre d’exemple, dans une forme de réalisation possible, le répartiteur 20 prend la forme d’un carter annulaire creux entourant le carter externe 14 et qui est fixé à ce dernier. Dans une autre forme de réalisation possible, le répartiteur peut avoir une forme semi annulaire (un ou deux demi-anneaux) ou prendre la forme de plusieurs segments formant chacun des portions d’anneau.The turbomachine subassembly 10 also comprises a distributor 20 (device for distributing an air flow) which at least partially surrounds the external casing 14 of the nozzle 12. For example, in one possible embodiment, the distributor 20 takes the form of a hollow annular casing surrounding the external casing 14 and which is fixed to the latter. In another possible embodiment, the distributor may have a semi-annular shape (one or two half-rings) or take the form of several segments each forming ring portions.

Le répartiteur 20 reçoit, à son entrée 20a, un flux d’air (débit d’air) existant provenant d’une source S interne à la turbomachine et qui ne nécessite pas d’effectuer de prélèvement de puissance supplémentaire sur le ou les moteurs de la turbomachine afin de ne pas affecter les performances de ceux-ci.The distributor 20 receives, at its inlet 20a, an existing air flow (air flow) coming from a source S internal to the turbomachine and which does not require taking additional power from the engine(s) of the turbomachine so as not to affect their performance.

Dans un exemple de réalisation possible, le flux d’air existant provient d’un système de refroidissement d’un lubrifiant de la turbomachine d’hélicoptère. Le lubrifiant est par exemple utilisé pour la lubrification du moteur ou des moteurs de la turbomachine d’aéronef et il peut par exemple s’agir d’huile. À titre d’exemple, le système de refroidissement précité peut comprendre un échangeur de chaleur air – lubrifiant qui est traversé par un circuit de lubrifiant chaud provenant d’un moteur de la turbomachine et par un flux d’air pouvant être de l’air extérieur qui se réchauffe par échange thermique avec le lubrifiant afin de refroidir ce dernier. Le flux d’air sortant de l’échangeur est plus chaud qu’à son entrée dans l’échangeur mais, de manière générale, sa température est néanmoins inférieure à la température du flux de gaz d’échappement F1, ce qui va permettre d’utiliser ce flux d’air, noté par la suite F2, pour le refroidissement du flux F1. A titre d’exemple, le flux d’air est réchauffé par de l’huile à une température de 120°C tandis que dans la zone d’échappement le flux d’échappement peut dépasser les 600°C. Ainsi, la source S de laFIG. 1génère un flux d’air F2, appelé flux d’air de refroidissement, qui est acheminé par l’intermédiaire d’un ou de plusieurs conduits 22 (agencé(s) ici de l’amont vers l’aval) de la source S jusqu’à l’entrée 20a du répartiteur 20 pour alimenter ce dernier en air de refroidissement.In a possible embodiment, the existing air flow comes from a cooling system for a lubricant of the helicopter turbomachine. The lubricant is for example used for the lubrication of the engine or engines of the aircraft turbomachine and it may for example be oil. For example, the aforementioned cooling system may comprise an air-lubricant heat exchanger which is crossed by a circuit of hot lubricant coming from an engine of the turbomachine and by an air flow which may be outside air which heats up by heat exchange with the lubricant in order to cool the latter. The air flow leaving the exchanger is hotter than when it enters the exchanger but, generally speaking, its temperature is nevertheless lower than the temperature of the exhaust gas flow F1, which will make it possible to use this air flow, hereinafter denoted F2, for the cooling of the flow F1. For example, the air flow is heated by oil to a temperature of 120°C while in the exhaust zone the exhaust flow can exceed 600°C. Thus, the source S of the FIG. 1 generates an air flow F2, called a cooling air flow, which is conveyed via one or more conduits 22 (arranged here from upstream to downstream) from the source S to the inlet 20a of the distributor 20 to supply the latter with cooling air.

A titre de variante, on notera que la source d’air de refroidissement utilisée pour refroidir le flux F1 peut provenir d’un système ou circuit de refroidissement qui est dédié à refroidir un ensemble générateur-démarreur et comporte généralement un conduit d’alimentation et une sortie pour l’évacuation de l’air réchauffé. Il est ainsi envisageable d’utiliser l’air réchauffé en sortie de l’ensemble générateur-démarreur pour l’acheminer jusqu’au répartiteur 20 décrit plus haut. Dans les configurations connues de système de refroidissement d’ensemble générateur-démarreur, soit un conduit est prévu en sorite pour acheminer l’air réchauffé vers l’extérieur de l’aéronef, soit l’air chaud est évacué directement dans le compartiment moteur.As a variant, it will be noted that the source of cooling air used to cool the flow F1 may come from a cooling system or circuit which is dedicated to cooling a generator-starter assembly and generally comprises a supply duct and an outlet for discharging the heated air. It is thus possible to use the heated air at the outlet of the generator-starter assembly to convey it to the distributor 20 described above. In known configurations of generator-starter assembly cooling systems, either a duct is provided at the outlet to convey the heated air to the outside of the aircraft, or the hot air is discharged directly into the engine compartment.

D’autres sources d’air de refroidissement peuvent alternativement être utilisées telles que le débit d’air provenant du système de refroidissement de la boîte de transmission principale de l’hélicoptère.Alternatively, other sources of cooling air may be used such as the airflow from the helicopter's main gearbox cooling system.

Le répartiteur 20 est raccordé au carter externe 14 et aux bras radiaux 18 et, plus particulièrement, à une extrémité de chacun des bras radiaux creux 18 qui est ouverte sur le répartiteur, permettant ainsi une communication fluidique entre la sortie du répartiteur et l’intérieur des bras radiaux concernés. Ainsi, le flux d’air de refroidissement F2 qui pénètre dans le répartiteur 20 est réparti ou distribué à l’intérieur de chacun des bras radiaux creux 18 qui assurent ainsi chacun l’acheminement d’une fraction de ce flux d’air de refroidissement jusqu’au cône interne 16 auquel chacun des bras est raccordé. Chacun des bras radiaux creux 18 comporte une extrémité opposée à celle en communication avec le répartiteur et qui est ouverte sur le cône interne 16 de manière à établir une communication fluidique entre ces bras et l’intérieur du cône. On notera d’ailleurs que cette extrémité opposée des bras peut pénétrer à l’intérieur du cône et être conformée localement de manière à diriger la fraction de flux d’air véhiculée par chaque bras suivant une direction sensiblement axiale et dirigée vers l’aval du cône, comme illustré schématiquement en pointillés sur laFIG. 1. Les fractions de flux d’air de refroidissement ainsi distribuées dans le cône interne par les bras radiaux peuvent être plus ou moins mélangées à l’intérieur du cône 16 et s’écoulent axialement vers l’aval, comme indiqué par les flèches F3 sur laFIG. 1. Toutefois, dans une forme de réalisation possible, les fractions de flux d’air de refroidissement ainsi distribuées dans le cône interne 16 peuvent être redirigées dans ce dernier suivant une direction axiale vers l’aval sans réellement se mélanger avant d’atteindre, à l’extérieur du cône, le flux de gaz d’échappement par lequel elles sont aspirées. On notera que dans le mode de réalisation de laFIG. 1le cône interne 16 comporte une paroi externe qui forme ici une face d’extrémité 16a, d’extension transversale ou radiale relativement à l’axe longitudinal X, qui est ici ouverte sur l’extérieur pour permettre à l’air de refroidissement (flux F3) de sortir du cône interne 16 et d’être injecté à une périphérie interne du flux de gaz d’échappement F1 (cette zone d’injection est une zone de dépression de la veine de gaz d’échappement, ce qui permet d’aspirer l’air de refroidissement sortant du cône). Ce flux d’air amené au contact du flux de gaz d’échappement permet de refroidir ce dernier et ainsi de limiter les effets indésirables d’une température trop élevée sur le carénage externe de la poutre de queue de l’hélicoptère dans lequel la turbomachine est installée.The distributor 20 is connected to the outer casing 14 and to the radial arms 18 and, more particularly, to one end of each of the hollow radial arms 18 which is open to the distributor, thus allowing fluid communication between the outlet of the distributor and the interior of the radial arms concerned. Thus, the cooling air flow F2 which enters the distributor 20 is distributed or distributed inside each of the hollow radial arms 18 which thus each ensure the routing of a fraction of this cooling air flow to the inner cone 16 to which each of the arms is connected. Each of the hollow radial arms 18 has an end opposite that in communication with the distributor and which is open to the inner cone 16 so as to establish fluid communication between these arms and the interior of the cone. It will also be noted that this opposite end of the arms can penetrate inside the cone and be shaped locally so as to direct the fraction of air flow carried by each arm in a substantially axial direction and directed downstream of the cone, as illustrated schematically in dotted lines on the FIG. 1 . The cooling air flow fractions thus distributed in the inner cone by the radial arms can be more or less mixed inside the cone 16 and flow axially downstream, as indicated by the arrows F3 on the FIG. 1 . However, in one possible embodiment, the cooling air flow fractions thus distributed in the inner cone 16 may be redirected therein in an axial direction downstream without actually mixing before reaching, outside the cone, the exhaust gas flow by which they are sucked in. It will be noted that in the embodiment of the FIG. 1 the internal cone 16 comprises an external wall which here forms an end face 16a, of transverse or radial extension relative to the longitudinal axis X, which is here open to the outside to allow the cooling air (flow F3) to exit the internal cone 16 and to be injected at an internal periphery of the exhaust gas flow F1 (this injection zone is a depression zone of the exhaust gas stream, which allows the cooling air leaving the cone to be sucked in). This air flow brought into contact with the exhaust gas flow allows the latter to be cooled and thus to limit the undesirable effects of an excessively high temperature on the external fairing of the tail boom of the helicopter in which the turbomachine is installed.

Dans le mode de réalisation de laFIG. 1le cône 16 peut être configuré en interne pour guider l’air de refroidissement F3 sortant du cône, ce qui permet à cet air d’avoir une plus grande efficacité de refroidissement sur le flux de gaz d’échappement. Le guidage de l’écoulement dans le cône permet de diminuer la perte de charge et donc de distribuer davantage de débit d’air de refroidissement. Cela permet également de conférer une giration à l’écoulement F3 afin de favoriser le mélange avec le flux chaud F1. Différents agencements ou dispositifs, représentés schématiquement en pointillés par la référence 24, internes au cône interne 16 sont envisageables pour assurer le guidage de l’air suivant une direction sensiblement axiale et orientée vers l’aval du sous-ensemble. Des exemples possibles de tels agencements internes seront décrits plus loin. De tels agencements permettent de réduire les pertes de charges et de conférer une giration à l’écoulement d’air en sortie du cône, afin de favoriser le mélange et de maximiser la diminution de températures résultantes. De manière générale, on cherche à privilégier les points de fonctionnement à forte puissance et, à cet effet, des angles de giration comprise entre 0 et 40 degrés sont envisagés. L’angle de giration de l’écoulement est généralement défini comme étant égale à l’arc tangente du rapport de la vitesse tangentielle de l’écoulement sur la vitesse axiale de cet écoulement. Dans une forme de réalisation non représentée, l’intérieur du cône interne peut être laissé creux et ne pas intégrer de tels agencements ou dispositifs.In the embodiment of the FIG. 1 the cone 16 can be configured internally to guide the cooling air F3 exiting the cone, which allows this air to have greater cooling efficiency on the exhaust gas flow. Guiding the flow in the cone makes it possible to reduce the pressure drop and therefore to distribute more cooling air flow. This also makes it possible to impart a gyration to the flow F3 in order to promote mixing with the hot flow F1. Different arrangements or devices, represented schematically in dotted lines by the reference 24, internal to the internal cone 16 are conceivable to ensure the guidance of the air in a substantially axial direction and oriented downstream of the subassembly. Possible examples of such internal arrangements will be described later. Such arrangements make it possible to reduce pressure drops and to impart a gyration to the air flow leaving the cone, in order to promote mixing and maximize the resulting reduction in temperatures. Generally, it is sought to favor high power operating points and, for this purpose, angles of gyration between 0 and 40 degrees are considered. The angle of gyration of the flow is generally defined as being equal to the arctangent of the ratio of the tangential velocity of the flow to the axial velocity of this flow. In an embodiment not shown, the interior of the internal cone can be left hollow and not incorporate such arrangements or devices.

On notera que seul le sous-ensemble de turbomachine auxquels s’applique l’invention est décrit et que les autres éléments constitutifs de la turbomachine qui ne sont pas nécessaires à la compréhension de l’invention ne sont pas décrits ici.It will be noted that only the turbomachine subassembly to which the invention applies is described and that the other constituent elements of the turbomachine which are not necessary for understanding the invention are not described here.

La description qui précède laFIG. 1s’applique également à laFIG. 2en ce qui concerne l’acheminement d’un flux d’air de refroidissement F2 jusqu’au répartiteur 20 et sa répartition dans les bras radiaux creux 18, puis le transport des fractions de flux d’air réparties dans ces bras jusqu’au cône interne. Les références des éléments identiques d’une figure à l’autre sont conservées.The description preceding the FIG. 1 also applies to the FIG. 2 with regard to the routing of a cooling air flow F2 to the distributor 20 and its distribution in the hollow radial arms 18, then the transport of the air flow fractions distributed in these arms to the internal cone. The references of the elements identical from one figure to another are retained.

Toutefois, la description du sous-ensemble de turbomachine 10’ de laFIG. 2diffère de celle de laFIG. 1dès l’introduction des fractions de flux d’air de refroidissement à l’intérieur du cône interne 16’ dont la configuration diffère de celle du cône interne 16.However, the description of the 10' turbomachine subassembly of the FIG. 2 differs from that of the FIG. 1 upon introduction of the cooling air flow fractions inside the internal cone 16' whose configuration differs from that of the internal cone 16.

Le cône interne 16’ comporte ici un ou plusieurs dispositifs de guidage interne de l’air de refroidissement représentés schématiquement en pointillés par la référence 24’. Ce ou ces dispositifs assurent une réorientation des fractions d’air issues des bras radiaux 18 afin que l’orientation radiale des fractions d’air durant leur transport par les bras 18 soit modifiée en étant redirigée vers l’amont, puis à nouveau vers l’aval de manière à pouvoir être injectée dans le flux de gaz d’échappement F1 dans le même sens d’écoulement amont-aval que ce dernier. Le changement d’orientation de l’air de refroidissement correspond ainsi un retournement à 360°. L’injection de l’air de refroidissement dans le flux de gaz d’échappement a lieu en amont des bras radiaux.The internal cone 16' here comprises one or more internal guiding devices for the cooling air, represented schematically in dotted lines by the reference 24'. This or these devices ensure a reorientation of the air fractions coming from the radial arms 18 so that the radial orientation of the air fractions during their transport by the arms 18 is modified by being redirected upstream, then again downstream so as to be able to be injected into the exhaust gas flow F1 in the same upstream-downstream flow direction as the latter. The change in orientation of the cooling air thus corresponds to a 360° turnaround. The injection of the cooling air into the exhaust gas flow takes place upstream of the radial arms.

Bien que cela ne soit pas représenté sur laFIG. 2(d’autres figures décrites ultérieurement illustreront cet aspect), le cône interne 16’ comprend, en amont de la pluralité des bras radiaux, une pluralité d’ouvertures réparties de manière circonférentielle dans la paroi externe 16b’ du cône interne qui est adjacente au conduit annulaire C. Les ouvertures permettent d’injecter l’air de refroidissement à la périphérie interne du flux de gaz d’échappement F1, en débouchant dans le conduit annulaire C sous la forme d’une pluralité de fractions d’air de refroidissement repérées par les flèches F4 sur laFIG. 2. Les fractions d’air de refroidissement sont orientées dans le flux de gaz d’échappement F1 par le ou les dispositifs de guidage internes au cône interne 16’.Although this is not shown on the FIG. 2 (other figures described later will illustrate this aspect), the internal cone 16' comprises, upstream of the plurality of radial arms, a plurality of openings distributed circumferentially in the external wall 16b' of the internal cone which is adjacent to the annular duct C. The openings make it possible to inject the cooling air at the internal periphery of the exhaust gas flow F1, opening into the annular duct C in the form of a plurality of cooling air fractions identified by the arrows F4 on the FIG. 2 The cooling air fractions are directed into the exhaust gas flow F1 by the guide device(s) internal to the internal cone 16'.

L’air de refroidissement est ainsi guidé (et redirigé) à l’intérieur du cône interne 16’ par le(s) dispositif(s) de guidage interne jusqu’à la pluralité d’ouvertures circonférentielles qu’il traverse avec l’orientation souhaitée afin de déboucher dans le conduit annulaire suivant un angle inférieur à 90° par rapport à la direction axiale de l’écoulement F1.The cooling air is thus guided (and redirected) inside the internal cone 16' by the internal guide device(s) to the plurality of circumferential openings which it passes through with the desired orientation in order to open into the annular duct at an angle of less than 90° relative to the axial direction of the flow F1.

Ce flux d’air F4 amené au contact du flux de gaz d’échappement F1 permet de refroidir ce dernier et ainsi de limiter les effets indésirables d’une température trop élevée sur le carénage externe de la poutre de queue de l’hélicoptère dans lequel la turbomachine est installée.This air flow F4 brought into contact with the exhaust gas flow F1 allows the latter to be cooled and thus limits the undesirable effects of an excessively high temperature on the external fairing of the tail boom of the helicopter in which the turbomachine is installed.

LaFIG. 3illustre une forme de réalisation possible d’un sous-ensemble de turbomachine conforme au premier mode de réalisation de laFIG. 1, montrant un conduit d’acheminement 22 du flux d’air de refroidissement F2 (avec un débit donné) provenant par exemple d’un système de refroidissement d’un lubrifiant de la turbomachine d’hélicoptère, par exemple connu sous l’acronyme OCS (pour « Oil Cooling System » en terminologie anglo-saxonne). Le conduit relie la source S de laFIG. 1(non représentée ici) à l’entrée 20a du répartiteur 20 qui est évasée de manière à diviser doucement (sans introduire de pertes de charges trop importantes) le flux d’air d’entrée F2 à l’intérieur du répartiteur en deux parties (suivant un grand secteur angulaire, par exemple, sensiblement de 180°) qui empruntent chacune une demi-couronne annulaire pour se répartir spatialement dans toute la couronne annulaire du répartiteur de débit 20.There FIG. 3 illustrates a possible embodiment of a turbomachine subassembly according to the first embodiment of the FIG. 1 , showing a conduit 22 for conveying the cooling air flow F2 (with a given flow rate) coming for example from a cooling system for a lubricant of the helicopter turbomachine, for example known by the acronym OCS (for “Oil Cooling System” in English terminology). The conduit connects the source S of the FIG. 1 (not shown here) at the inlet 20a of the distributor 20 which is flared so as to gently divide (without introducing excessive pressure losses) the inlet air flow F2 inside the distributor into two parts (along a large angular sector, for example, substantially 180°) which each use an annular half-ring to be distributed spatially throughout the entire annular ring of the flow distributor 20.

Le cône interne 16 de la tuyère primaire 16 est raccordé au carter externe 14 par l’intermédiaire des bras radiaux 18 qui sont ici, par exemple, au nombre de cinq (bien qu’un nombre de bras plus élevé ou plus faible soit envisageable).The internal cone 16 of the primary nozzle 16 is connected to the external casing 14 by means of the radial arms 18 which here are, for example, five in number (although a higher or lower number of arms is possible).

Comme représenté sur laFIG. 4, qui est une vue en coupe axiale du sous-ensemble 10 de laFIG. 3, le cône interne 16 comprend un dispositif de type vis sans fin 26 (représenté en perspective sur laFIG. 4) qui communique fluidiquement avec les fractions d’air de refroidissement distribuées par des bras radiaux 18 afin que chaque fraction d’air puisse être transportée vers l’aval par le dispositif 26.As shown in the FIG. 4 , which is an axial sectional view of the subassembly 10 of the FIG. 3 , the internal cone 16 comprises a worm-type device 26 (shown in perspective on the FIG. 4 ) which communicates fluidically with the cooling air fractions distributed by radial arms 18 so that each air fraction can be transported downstream by the device 26.

La face d’extrémité aval 16a (orientée transversalement/radialement relativement à l’axe longitudinal X) de la paroi externe du cône interne 16 est ouverte sur l’extérieur, de manière à ce que l’air de refroidissement transporté vers l’aval par le dispositif de type vis sans fin sorte du cône interne 16 par la face 16a suivant une direction sensiblement axiale et dirigée vers l’aval et puisse ainsi rejoindre la périphérie interne du flux de gaz d’échappement F1.The downstream end face 16a (oriented transversely/radially relative to the longitudinal axis X) of the external wall of the internal cone 16 is open to the outside, so that the cooling air transported downstream by the worm-type device exits the internal cone 16 via the face 16a in a substantially axial direction and directed downstream and can thus reach the internal periphery of the exhaust gas flow F1.

Plus particulièrement, le dispositif de type vis sans fin 26 comporte une cannelure hélicoïdale 26a qui définit un chemin hélicoïdal pour le passage et le guidage de l’air de refroidissement du cône interne 16 vers l’extérieur de celui-ci. La cannelure hélicoïdale 26a s’étend, par exemple, à partir d’une embase 26b qui est disposée en amont des bras radiaux 18 (FIG. 4), vers l’aval en direction de la face d’extrémité ouverte 16a.More particularly, the worm-type device 26 comprises a helical groove 26a which defines a helical path for the passage and guidance of the cooling air from the internal cone 16 to the outside thereof. The helical groove 26a extends, for example, from a base 26b which is arranged upstream of the radial arms 18 ( FIG. 4 ), downstream towards the open end face 16a.

En pratique, la cannelure hélicoïdale 26a comporte un nombre de spires qui peut être égal au nombre de bras radiaux par lesquels transitent les fractions d’air de refroidissement. Ainsi, chaque fraction d’air issue d’un bras débouche sur une des spires de l’hélice. Une telle configuration permet de réduire les pertes de charge en canalisant l’écoulement d’air sortant de chacun des bras jusqu’à l’extérieur du cône, en évitant des turbulences préjudiciables liées au mélange des fractions d’air à l’intérieur du cône. Dans cette configuration, les fractions d’air issues des bras restent indépendantes les unes des autres jusqu’à leur sortie du dispositif de vis sans fin. Par ailleurs, le dispositif de vis enfin permet également de maîtriser l’angle de giration qui est conférée à l’écoulement d’air en sortie du cône, en adaptant l’inclinaison des spires de manière appropriée.In practice, the helical groove 26a has a number of turns which may be equal to the number of radial arms through which the cooling air fractions pass. Thus, each air fraction from an arm opens onto one of the turns of the propeller. Such a configuration makes it possible to reduce pressure losses by channeling the air flow leaving each of the arms to the outside of the cone, avoiding harmful turbulence linked to the mixing of the air fractions inside the cone. In this configuration, the air fractions from the arms remain independent of each other until they leave the endless screw device. Furthermore, the screw device also makes it possible to control the angle of gyration which is imparted to the air flow leaving the cone, by adapting the inclination of the turns appropriately.

Comme représenté à laFIG. 5, le cône interne 16 de la tuyère comprend un autre type de guidage d’écoulement d’air qui est ici formé par des conduits 28 internes au cône qui sont configurés chacun, à l’intérieur desdits conduits, pour véhiculer une partie de l’air de refroidissement du cône interne. Comme illustré sur laFIG. 5, les conduits creux 28 sont enroulés les uns par rapport aux autres de manière à former globalement une hélice. Individuellement, chaque conduit est conformé à la manière d’une hélice et toutes les hélices correspondantes sont imbriquées les unes dans les autres ainsi que représenté sur laFIG. 5.As shown in the FIG. 5 , the internal cone 16 of the nozzle comprises another type of air flow guide which is here formed by ducts 28 internal to the cone which are each configured, inside said ducts, to convey a portion of the cooling air of the internal cone. As illustrated in the FIG. 5 , the hollow conduits 28 are wound relative to each other so as to generally form a helix. Individually, each conduit is shaped in the manner of a helix and all the corresponding helices are nested within each other as shown in the FIG. 5 .

En pratique, afin de minimiser les pertes de charge, le nombre de conduits 28 est égal au nombre de bras radiaux 18 qui véhiculent chacun une fraction d’air de refroidissement. Les conduits 28 peuvent avoir des formes variées et sont configurés chacun afin de permettre de maîtriser l’angle de giration de l’écoulement en sortie du cône.In practice, in order to minimize pressure losses, the number of ducts 28 is equal to the number of radial arms 18 which each convey a fraction of cooling air. The ducts 28 can have various shapes and are each configured to allow the angle of rotation of the flow at the outlet of the cone to be controlled.

Chaque conduit 28 est raccordé à un bras radial 18 et laFIG. 5montre, dans un plan transversal donné (en aval des raccordements entre bras et conduits), les différentes sections 28a des différents conduits disposées circonférentiellement les unes par rapport aux autres. Si seuls certains bras radiaux sont aptes à véhiculer un débit d’air de refroidissement, seuls ces bras sont raccordés à un conduit 28. On notera toutefois que, dans une forme de réalisation non représentée, le nombre de bras transportant un débit d’air de refroidissement est différent du nombre de conduits. Par exemple, un même conduit peut recevoir de l’air de plusieurs bras.Each conduit 28 is connected to a radial arm 18 and the FIG. 5 shows, in a given transverse plane (downstream of the connections between arms and ducts), the different sections 28a of the different ducts arranged circumferentially with respect to each other. If only certain radial arms are capable of conveying a flow of cooling air, only these arms are connected to a duct 28. It will be noted, however, that, in an embodiment not shown, the number of arms conveying a flow of cooling air is different from the number of ducts. For example, the same duct can receive air from several arms.

Les figures 6A-6C illustrent une forme de réalisation possible d’un sous-ensemble de turbomachine 10’ conforme au deuxième mode de réalisation de laFIG. 2.Figures 6A-6C illustrate a possible embodiment of a turbomachine subassembly 10' according to the second embodiment of the FIG. 2 .

Dans cette forme de réalisation, le cône interne 16’ comporte, en amont de la pluralité des bras radiaux 18 dans le sens de l’écoulement F1 (flux de gaz d’échappement) amont-aval, une pluralité d’ouvertures ou ajourages O répartis de manière circonférentielle dans la paroi externe 16b’ du cône interne qui est adjacente au conduit annulaire C (cette paroi 16b’ a ici une forme sensiblement cylindrique), ainsi que représenté sur laFIG. 6. Dans cet exemple de réalisation, le nombre d’ouvertures est plus ou moins en correspondance avec le nombre de bras (à un ou deux près). En fonction du flux, il est toutefois envisageable d’ajuster les dimensions et le nombre des ouvertures.In this embodiment, the internal cone 16' comprises, upstream of the plurality of radial arms 18 in the direction of the flow F1 (exhaust gas flow) upstream-downstream, a plurality of openings or perforations O distributed circumferentially in the external wall 16b' of the internal cone which is adjacent to the annular duct C (this wall 16b' here has a substantially cylindrical shape), as shown in the FIG. 6 In this example, the number of openings is more or less in correspondence with the number of arms (give or take one or two). However, depending on the flow, it is possible to adjust the dimensions and number of openings.

On notera que ces ouvertures sont configurées pour perturber le moins possible l’écoulement principal de flux F1 circulant dans la veine aérodynamique.It should be noted that these openings are configured to disturb as little as possible the main flow of F1 flow circulating in the aerodynamic vein.

Ces ouvertures O sont ouvertes sur le conduit annulaire C de manière à permettre ainsi à l’air de sortir du cône interne 16’ (suivant la flèche F4 sur laFIG. 6) en débouchant dans le conduit annulaire à la périphérie interne du flux de gaz d’échappement F1. Ces ouvertures sont disposées sur la méridienne interne de la veine du flux de gaz d’échappement F1 dans la tuyère primaire, au plus près de la sortie de la turbine libre du générateur de gaz. Cette localisation correspond à la zone de dépression maximale dans la tuyère primaire, ce qui permet ainsi de maximiser l’aspiration du débit d’air de refroidissement par le flux de gaz d’échappement et d’optimiser l’efficacité du système de refroidissement.These openings O are open on the annular duct C so as to allow air to exit from the internal cone 16' (following the arrow F4 on the FIG. 6 ) opening into the annular duct at the inner periphery of the exhaust gas flow F1. These openings are arranged on the inner meridian of the exhaust gas flow F1 in the primary nozzle, as close as possible to the outlet of the free turbine of the gas generator. This location corresponds to the zone of maximum depression in the primary nozzle, which thus makes it possible to maximize the suction of the cooling air flow by the exhaust gas flow and to optimize the efficiency of the cooling system.

À titre de variante, un dispositif formant une « casquette » peut-être adjoint afin de favoriser l’ingestion du débit d’air de refroidissement dans le flux de gaz d’échappement F1. Un tel agencement pourrait par exemple prendre la forme d’un élément de déviation ou déflecteur partant d’un bord amont de l’ouverture et s’étendant à l’intérieur du canal C et en oblique vers l’aval avec un angle favorisant la sortie du flux F4 et sa rencontre avec le flux annulaire F1.Alternatively, a device forming a "cap" may be added to promote the ingestion of the cooling air flow into the exhaust gas flow F1. Such an arrangement could, for example, take the form of a deflector or diverter element starting from an upstream edge of the opening and extending inside the channel C and obliquely downstream at an angle promoting the exit of the flow F4 and its encounter with the annular flow F1.

Le cône interne 16’ peut comporter également, en interne, un ou plusieurs dispositifs 24 de guidage interne de l’air de refroidissement issu des bras radiaux 18 (fractions d’air de refroidissement distribuées par ces bras) jusqu’à la pluralité d’ouvertures circonférentielles O. Ce ou ces dispositifs de guidage interne permettent de réduire les pertes de charges sur le trajet de l’écoulement issu des bras radiaux et parvenant aux ouvertures circonférentielles O. Sur laFIG. 6, le ou les dispositifs 24 de guidage interne prennent la forme de cloisons internes au cône 16’ et qui canalisent chaque fraction de flux d’air issue d’une extrémité 18a radialement interne des bras 18 (relativement à l’extrémité opposée radialement externe et en relation avec le répartiteur 20) suivant un chemin d’écoulement ayant une forme générale triangulaire en section axiale (ce chemin est formé d’abord par une portion verticale ou radiale en sortant d’un bras, puis par une portion horizontale ou axiale dirigée vers l’amont, suivie d’une portion oblique dirigée vers l’aval). Les cloisons internes au cône 16’ peuvent comprendre, sur le trajet de chaque fraction de flux d’air, une première cloison 24a partant de l’extrémité 18a du bras (d’un côté dit amont 18a1 de cette extrémité) et s’étendant en oblique dans une direction radialement interne et vers l’amont afin de dévier la fraction de flux d’air dans cette direction. Les cloisons internes au cône 16’ peuvent également comprendre, une cloison 24b partant du côté opposé dit aval de l’extrémité 18a et qui s’étend vers en oblique vers l’amont, puis axialement, en regard de l’extrémité 18a et de la cloison 24a de manière à contraindre obliquement, puis axialement la fraction de flux d’air tandis qu’elle est déviée en oblique par la cloison 24a. Cette cloison 24b ayant une forme concave qui prend naissance à partir de la zone où la cloison en regard 24a prend fin afin de dévier fortement, mais en douceur, l’écoulement pour qu’il soit dévié de plus de 90° (retournement), adoptant ainsi une orientation oblique dirigée vers l’aval (orientation suivant la flèche F4). On notera que dans cette configuration, la face d’extrémité aval 16a’ de laFIG. 2est obturée pour que l’air de refroidissement soit orienté uniquement vers l’amont du cône interne.The internal cone 16' may also comprise, internally, one or more devices 24 for internally guiding the cooling air coming from the radial arms 18 (fractions of cooling air distributed by these arms) to the plurality of circumferential openings O. This or these internal guiding devices make it possible to reduce the pressure losses on the path of the flow coming from the radial arms and reaching the circumferential openings O. On the FIG. 6 , the internal guide device(s) 24 take the form of partitions internal to the cone 16' and which channel each fraction of air flow coming from a radially internal end 18a of the arms 18 (relative to the opposite radially external end and in relation to the distributor 20) along a flow path having a generally triangular shape in axial section (this path is formed first by a vertical or radial portion leaving an arm, then by a horizontal or axial portion directed upstream, followed by an oblique portion directed downstream). The partitions internal to the cone 16' may comprise, on the path of each fraction of air flow, a first partition 24a starting from the end 18a of the arm (on a so-called upstream side 18a1 of this end) and extending obliquely in a radially internal direction and upstream in order to deflect the fraction of air flow in this direction. The internal partitions of the cone 16' may also comprise a partition 24b starting from the opposite side, said downstream, of the end 18a and which extends obliquely upstream, then axially, opposite the end 18a and the partition 24a so as to constrain obliquely, then axially the fraction of air flow while it is deflected obliquely by the partition 24a. This partition 24b having a concave shape which originates from the zone where the opposite partition 24a ends in order to strongly, but gently, deflect the flow so that it is deflected by more than 90° (turning), thus adopting an oblique orientation directed downstream (orientation according to the arrow F4). It will be noted that in this configuration, the downstream end face 16a' of the FIG. 2 is closed so that the cooling air is directed only upstream of the internal cone.

Dans une variante non représentée, l’intérieur du cône interne 16’ peut être laissé creux et ne pas comporter de dispositif de guidage interne de l’écoulement d’air.In a variant not shown, the interior of the internal cone 16' may be left hollow and not include an internal air flow guidance device.

Par ailleurs, comme représenté sur laFIG. 6qui est une vue intérieure du cône interne 16’ sans la face amont d’extrémité, le ou les dispositifs 24 de guidage interne peuvent comprendre une pluralité d’ailettes circonférentielles A. Ces ailettes A sont disposées sur le trajet des fractions d’air de refroidissement guidées par le ou les dispositifs 24 de guidage interne décrits ci-dessus, immédiatement en amont des ouvertures circonférentielles O (FIG. 6), afin de conférer un mouvement de giration à l’air sortant par les ouvertures circonférentielles O. Ces ailettes A sont par exemple montées entre les cloisons internes 24a et 24b. Le nombre, la forme et l’orientation des ailettes peuvent être ajustés en fonction des résultats obtenus en aval et suivant la pression du flux F2.Furthermore, as shown in the FIG. 6 which is an interior view of the internal cone 16' without the upstream end face, the internal guide device(s) 24 may comprise a plurality of circumferential fins A. These fins A are arranged on the path of the cooling air fractions guided by the internal guide device(s) 24 described above, immediately upstream of the circumferential openings O ( FIG. 6 ), in order to impart a rotating movement to the air exiting through the circumferential openings O. These fins A are for example mounted between the internal partitions 24a and 24b. The number, shape and orientation of the fins can be adjusted according to the results obtained downstream and depending on the pressure of the flow F2.

Les différents modes de réalisation et formes de réalisation possibles de l’invention décrits plus haut permettent chacun, de manière générale, de réduire l’agression thermique des gaz d’échappement sur la structure de l’hélicoptère, en particulier en réduisant de manière significative la température du mélange formé par le flux de gaz d’échappement et le flux d’air de refroidissement au centre de l’écoulement, à la sortie du système d’échappement de l’hélicoptère.The various embodiments and possible forms of embodiment of the invention described above each make it possible, in general, to reduce the thermal aggression of the exhaust gases on the structure of the helicopter, in particular by significantly reducing the temperature of the mixture formed by the flow of exhaust gases and the flow of cooling air at the center of the flow, at the outlet of the helicopter exhaust system.

Par ailleurs, la performance du système de refroidissement est ainsi améliorée grâce au phénomène d’aspiration créée dans la tuyère.Furthermore, the performance of the cooling system is improved thanks to the suction phenomenon created in the nozzle.

En outre, cela permet également de supprimer une interface mécanique entre le motoriste et l’avionneur. En effet, en l’absence de l’invention, il faut généralement prévoir des ouvertures sur les capots, une interface avec la sortie du système de refroidissement OCS et parfois d’autres éléments pour évacuer vers l’extérieur le flux F2.Furthermore, this also eliminates a mechanical interface between the engine manufacturer and the aircraft manufacturer. In fact, without the invention, it is generally necessary to provide openings on the cowlings, an interface with the OCS cooling system outlet and sometimes other elements to evacuate the F2 flow to the outside.

Les figures 7 et 8 illustrent un exemple de réalisation auquel la présente invention peut s’appliquer. LaFIG. 7illustre un aéronef 100 à voilure tournante, plus spécifiquement un hélicoptère avec un rotor principal 102 et un rotor de queue anti-couple 103 couplés à un ensemble propulsif 104 pour leur actionnement. L’ensemble propulsif 104 illustré comprend un premier moteur 105a et un deuxième moteur 105b. Des arbres de prise de puissance 106a, 106b de ces moteurs 105a, 105b sont reliés à une boîte de transmission principale 107 pour actionner le rotor principal 102 et le rotor de queue 103.Figures 7 and 8 illustrate an exemplary embodiment to which the present invention can be applied. FIG. 7 illustrates a rotary-wing aircraft 100, more specifically a helicopter with a main rotor 102 and an anti-torque tail rotor 103 coupled to a propulsion assembly 104 for their actuation. The propulsion assembly 104 illustrated comprises a first engine 105a and a second engine 105b. Power take-off shafts 106a, 106b of these engines 105a, 105b are connected to a main gearbox 107 for actuating the main rotor 102 and the tail rotor 103.

L’ensemble propulsif 104 suivant un premier mode de réalisation est illustré plus en détail sur laFIG. 8. Comme illustré sur cette figure, chaque moteur 105a, 105b peut être un moteur thermique, et plus spécifiquement un moteur à turbine à gaz comprenant un compresseur 108a, 108b, une chambre de combustion 109a, 109b, une première turbine 110a,110b reliée opératoirement par un arbre rotatif 111a,111b au compresseur 108a, 108b et une deuxième turbine 112a,112b, ou turbine libre, couplée à l’arbre de prise de puissance 106a, 106b. L’ensemble du compresseur 108a, 108b, chambre de combustion 109a, 109b, première turbine 110a, 110b et arbre rotatif 111a, 111b de chaque moteur 105a, 105b peut former un générateur de gaz 120a, 120b. L’arbre rotatif 111a, 111b de chaque générateur de gaz 120a, 120b peut être opératoirement couplé à un dispositif d’actionnement 113a, 113b et à un ventilateur 114a, 114b.The propulsion assembly 104 according to a first embodiment is illustrated in more detail in the FIG. 8 . As illustrated in this figure, each engine 105a, 105b may be a heat engine, and more specifically a gas turbine engine comprising a compressor 108a, 108b, a combustion chamber 109a, 109b, a first turbine 110a, 110b operatively connected by a rotary shaft 111a, 111b to the compressor 108a, 108b and a second turbine 112a, 112b, or free turbine, coupled to the power take-off shaft 106a, 106b. The assembly of the compressor 108a, 108b, combustion chamber 109a, 109b, first turbine 110a, 110b and rotary shaft 111a, 111b of each engine 105a, 105b may form a gas generator 120a, 120b. The rotating shaft 111a, 111b of each gas generator 120a, 120b may be operatively coupled to an actuator 113a, 113b and a fan 114a, 114b.

Bien que sur laFIG. 8, le dispositif d’actionnement 113a, 113b associé à chaque générateur de gaz 120a,120b soit illustré disposé sur le même arbre rotatif que le ventilateur 114a, 114b respectif, il est également envisageable que le dispositif d’actionnement 113a, 113b et le ventilateur 114a, 114b associé à chaque générateur de gaz 120a,120b soient disposés sur des arbres séparés, et couplés opératoirement à générateur de gaz 120a, 120b directement ou à travers une transmission intermédiaire, pouvant notamment comporter un ou plusieurs pignons.Although on the FIG. 8 , the actuating device 113a, 113b associated with each gas generator 120a, 120b is shown arranged on the same rotating shaft as the respective fan 114a, 114b, it is also conceivable that the actuating device 113a, 113b and the fan 114a, 114b associated with each gas generator 120a, 120b are arranged on separate shafts, and operatively coupled to the gas generator 120a, 120b directly or through an intermediate transmission, which may in particular comprise one or more pinions.

Le dispositif d’actionnement 113a, 113b peut notamment être une machine électrique, plus spécifiquement un moteur-générateur électrique relié à un réseau électrique de l’aéronef 100. Ainsi, le dispositif d’actionnement 113a, 113b peut servir tant au démarrage du moteur 105a, 105b correspondant comme à la génération d’électricité après ce démarrage. Dans le premier cas, la machine électrique du dispositif d’actionnement 113a, 113b peut être alimentée électriquement par le réseau électrique de l’aéronef pour fonctionner en mode moteur. Dans le deuxième cas, la machine électrique du dispositif d’actionnement 113a, 113b peut fonctionner en mode générateur pour l’alimentation du réseau électrique de l’aéronef.The actuation device 113a, 113b may in particular be an electrical machine, more specifically an electric motor-generator connected to an electrical network of the aircraft 100. Thus, the actuation device 113a, 113b may be used both for starting the corresponding engine 105a, 105b and for generating electricity after this start. In the first case, the electrical machine of the actuation device 113a, 113b may be electrically powered by the electrical network of the aircraft to operate in motor mode. In the second case, the electrical machine of the actuation device 113a, 113b may operate in generator mode to power the electrical network of the aircraft.

Chaque ventilateur 114a, 114b peut être disposé dans un conduit d’air 115a, 115b (l’air est par exemple de l’air frais venant de l’extérieur) traversant un échangeur de chaleur air-huile 116a, 116b traversé par un circuit de lubrifiant 117a, 117b du moteur 105a, 105b correspondant. Chaque circuit de lubrifiant 117a, 117b peut notamment comprendre aussi une pompe 118a, 118b et être en particulier connecté à un carter de transmission 119a, 119b du moteur 105a, 105b correspondant. Comme illustré, chaque ventilateur 114a,114b peut être couplé opératoirement à l’arbre rotatif 111a,111b du générateur de gaz 120a,120b correspondant, de manière à être entrainé par celui-ci pour assurer un écoulement d’air, par le conduit d’air 115a,115b, à travers l’échangeur de chaleur 116a,116b correspondant.Each fan 114a, 114b may be arranged in an air duct 115a, 115b (the air is for example fresh air coming from outside) passing through an air-oil heat exchanger 116a, 116b crossed by a lubricant circuit 117a, 117b of the corresponding engine 105a, 105b. Each lubricant circuit 117a, 117b may in particular also comprise a pump 118a, 118b and in particular be connected to a transmission casing 119a, 119b of the corresponding engine 105a, 105b. As illustrated, each fan 114a, 114b may be operatively coupled to the rotating shaft 111a, 111b of the corresponding gas generator 120a, 120b, so as to be driven thereby to provide airflow, through the air duct 115a, 115b, through the corresponding heat exchanger 116a, 116b.

Dans cet exemple de réalisation, l’air provenant du ventilateur 114b (flux/débit F2/F3 ou F4 selon le mode de réalisation de laFIG. 1ou 2) est utilisé pour refroidir le flux de gaz d’échappement F1 délivré par la turbine libre 112b.In this exemplary embodiment, the air coming from the fan 114b (flow/debit F2/F3 or F4 depending on the embodiment of the FIG. 1 or 2) is used to cool the exhaust gas flow F1 delivered by the free turbine 112b.

Dans cet exemple de réalisation, dans l’ensemble propulsif 104 illustré sur laFIG. 8, le deuxième moteur 105b peut être en mode de veille pendant le régime de croisière de l’aéronef 100, tandis que le premier moteur 105a fournit une majorité, voire l’entièreté, de la puissance servant à entraîner le rotor principal 102 et au rotor de queue 103 à travers la boîte de transmission principale 107. Dans cet exemple de réalisation, l’ensemble propulsif 104 peut comprendre aussi un conduit d’interconnexion d’air 121, reliant le conduit d’air 115a du premier moteur 105a, en aval de son échangeur de chaleur 116a, au deuxième moteur 105b. Plus spécifiquement, le conduit d’interconnexion d’air 121 peut déboucher dans le conduit d’air 115b du deuxième moteur 105b, en amont de son échangeur de chaleur 116b. L’ensemble propulsif 104 peut comprendre en outre un clapet 122, qui peut être disposé sur le conduit d’interconnexion d’air 121 et connecté à un actionneur 123. L’actionneur 123 peut être piloté de manière à ouvrir le clapet 122 quand le deuxième moteur 105b est en mode de veille.In this exemplary embodiment, in the propulsion assembly 104 illustrated in the FIG. 8 , the second engine 105b may be in standby mode during the cruise regime of the aircraft 100, while the first engine 105a provides a majority, or even all, of the power used to drive the main rotor 102 and the tail rotor 103 through the main gearbox 107. In this exemplary embodiment, the propulsion assembly 104 may also comprise an air interconnection duct 121, connecting the air duct 115a of the first engine 105a, downstream of its heat exchanger 116a, to the second engine 105b. More specifically, the air interconnection duct 121 may open into the air duct 115b of the second engine 105b, upstream of its heat exchanger 116b. The propulsion assembly 104 may further comprise a valve 122, which may be disposed on the air interconnection duct 121 and connected to an actuator 123. The actuator 123 may be controlled so as to open the valve 122 when the second engine 105b is in standby mode.

Quoique la présente invention ait été décrite en se référant à des exemples de réalisation spécifiques, il est évident que des différentes modifications et changements peuvent être effectués sur ces exemples sans sortir de la portée générale de l'invention telle que définie par les revendications. En outre, des caractéristiques individuelles des différents modes de réalisation évoqués peuvent être combinées dans des modes de réalisation additionnels. Par conséquent, la description et les dessins doivent être considérés dans un sens illustratif plutôt que restrictif.Although the present invention has been described with reference to specific exemplary embodiments, it is obvious that various modifications and changes may be made to these examples without departing from the general scope of the invention as defined by the claims. Furthermore, individual features of the various embodiments recited may be combined in additional embodiments. Therefore, the description and drawings are to be considered in an illustrative rather than restrictive sense.

Claims

A turbomachine subassembly (10; 10') for a helicopter, comprising a primary nozzle (12; 12') for discharging an exhaust gas flow (F1), the primary nozzle comprising an outer casing (14) and an inner cone (16; 16') which are arranged concentrically with respect to each other around a longitudinal axis (X) of the turbomachine and connected to each other by a plurality of radial arms (18), the outer casing (14) surrounding the inner cone (16; 16') and defining with the latter an annular duct (C) for the flow of the exhaust gas flow (F1), characterized in that the turbomachine subassembly (10; 10') comprises a distributor (20) at least partially surrounding the outer casing (14), the distributor (20) being configured to, on the one hand, receive, at the inlet (20a) from the distributor, an existing cooling air flow (F2) in the turbomachine and having a temperature lower than the temperature of the exhaust gases and, on the other hand, distributing, at the outlet of the distributor, this cooling air flow inside at least certain radial arms (18) of the plurality of radial arms to the inside of the internal cone (16; 16'), the internal cone comprising an external wall (16a; 16b') in which one or more openings (O) are arranged to allow the cooling air (F3; F4) of the internal cone to exit said internal cone and to be injected at an internal periphery of the exhaust gas flow.

Turbomachine subassembly according to claim 1, in which the external wall of the internal cone comprises a downstream end face (16a), following the direction of flow of the exhaust gas flow (F1) in the helicopter turbomachine, which is open to the outside so as to allow the cooling air (F3) of the internal cone to exit the latter in a substantially axial direction and directed downstream.

A turbomachine subassembly according to claim 2, wherein the inner cone (16) is configured to guide the cooling air (F3) exiting the inner cone.

A turbomachine subassembly according to claim 3, wherein the inner cone (16) comprises a worm-like device (26) having a helical groove which defines a helical path for guiding cooling air from the inner cone to the exterior.

A turbomachine subassembly according to claim 3, wherein the inner cone (16) comprises ducts (28) which are each configured internally to convey a portion of the cooling air of the inner cone, the ducts (28) being wound relative to each other so as to form a propeller.

Turbomachine subassembly according to claim 1, in which the internal cone (16') comprises, upstream of the plurality of radial arms (18), a plurality of openings (O) distributed circumferentially in the external wall (16b') of the internal cone which is adjacent to the annular duct (C), thus allowing the fractions of cooling air flow (F4) distributed by said at least some radial arms (18) of the plurality of radial arms to exit the internal cone by opening into the annular duct at an internal periphery of the exhaust gas flow (F1).

Turbomachine subassembly according to the preceding claim, in which the internal cone (16') comprises at least one internal guide device (24, 24a, 24b) for the fractions of cooling air flow distributed by said at least certain radial arms of the plurality of radial arms to the plurality of circumferential openings (O).

Turbomachine subassembly according to the preceding claim, wherein said at least one internal guide device (24) further comprises a plurality of circumferential fins (A) which are arranged on the path of the cooling air flow fractions in order to impart a gyrating movement to the air (F4) exiting through the circumferential openings.

Turbomachine subassembly according to one of the preceding claims, in which the cooling air flow (F2) comes from a system for cooling a lubricant of the turbomachine.

Turbomachine subassembly according to one of claims 1 to 8, in which the cooling air flow (F2) comes from a cooling system of a generator-starter of a turbomachine.

Helicopter turbomachine (104) comprising a subassembly according to one of the preceding claims.

Helicopter (100) comprising a helicopter turbomachine according to the preceding claim.