[go: up one dir, main page]

FR3162062A1 - Système en tandem d’aubes statoriques comprenant une aube amont à calage variable et une aube aval à calage fixe - Google Patents

Système en tandem d’aubes statoriques comprenant une aube amont à calage variable et une aube aval à calage fixe

Info

Publication number
FR3162062A1
FR3162062A1 FR2404791A FR2404791A FR3162062A1 FR 3162062 A1 FR3162062 A1 FR 3162062A1 FR 2404791 A FR2404791 A FR 2404791A FR 2404791 A FR2404791 A FR 2404791A FR 3162062 A1 FR3162062 A1 FR 3162062A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
blade
row
blades
pitch
pivot
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
FR2404791A
Other languages
English (en)
Inventor
Raul MARTINEZ LUQUE
Matteo CAZZOLA
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Priority to FR2404791A priority Critical patent/FR3162062A1/fr
Publication of FR3162062A1 publication Critical patent/FR3162062A1/fr
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/146—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of blades with tandem configuration, split blades or slotted blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
    • F01D17/162—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes for axial flow, i.e. the vanes turning around axes which are essentially perpendicular to the rotor centre line
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/042—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having variable geometry
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Ce système en tandem d’aubes statoriques (8) pour une turbomachine d’aéronef comporte une première rangée (9) annulaire d’aubes (9a) s’étendant sensiblement sur une première circonférence et une seconde rangée (10) annulaire d’aubes (10a) située directement en aval de la première rangée (9) et s’étendant sensiblement sur une seconde circonférence différente de la première circonférence. Les aubes (9a) de la première rangée (9) sont à calage variable et les aubes (10a) de la seconde rangée (10) sont à calage fixe. Figure pour l’abrégé : Figure 3

Description

Système en tandem d’aubes statoriques comprenant une aube amont à calage variable et une aube aval à calage fixe
La présente invention concerne un système en tandem d’aubes statoriques pour une turbomachine. L’invention concerne aussi une turbomachine équipée d’un tel système et un aéronef équipé d’une telle turbomachine.
Techniques antérieures
La plage de fonctionnement d’un stator d’une turbomachine, notamment d’un compresseur de turbopropulseur peut être décrite comme la différence entre la valeur de l’incidence la plus élevée avant le décrochage et la valeur de l’incidence la plus faible avant le blocage que le stator est capable de supporter. La plage de fonctionnement du stator doit couvrir tous les points de fonctionnement du moteur associé.
Pour certaines configurations de compresseurs, l’enveloppe des points de fonctionnement du moteur induit une très large gamme d’angles d’entrée avec des valeurs élevées d’incidence positives et négatives sur le stator.
En fonction du nombre de Mach, il existe des domaines limites à partir desquels un stator ne peut généralement plus assurer l’opérabilité requise pour le fonctionnement du moteur.
Dans ce cas, il est connu d’utiliser des systèmes en tandem d’aubes statoriques afin d’augmenter la plage de fonctionnement du stator.
Cependant, les systèmes en tandem d’aubes statoriques connus ont des limites quant à l’augmentation de la plage de fonctionnement du stator et peuvent ne pas être en mesure d’assurer l’opérabilité requise.
L’invention vise à proposer un système en tandem d’aubes statoriques ayant une plage de fonctionnement accrue.
L’invention a pour objet un système en tandem d’aubes statoriques pour une turbomachine d’aéronef, comportant une première rangée annulaire d’aubes s’étendant sensiblement sur une première circonférence et une seconde rangée annulaire d’aubes située directement en aval de la première rangée et s’étendant sensiblement sur une seconde circonférence différente de la première circonférence.
Les aubes de la première rangée sont à calage variable et les aubes de la seconde rangée sont à calage fixe. Une telle configuration a pour effet de ramener à une incidence prédéterminée un flux entrant avec des incidences pouvant varier sur une grande plage de valeurs tout en maintenant un comportement aérodynamique optimal.
Selon une caractéristique, chaque aube de la première rangée comporte à au moins une de ses extrémités radialement externe et interne un pivot définissant un axe de rotation de l’aube. Un tel pivot rend possible le calage variable de l’aube.
De préférence, chaque aube de chaque rangée comporte une pale munie d’une partie amont comprenant un bord d’attaque et d’une partie aval comprenant un bord de fuite, chaque pivot étant disposé plus près du bord de fuite que du bord d’attaque de l’aube du pivot, de manière à minimiser un angle métal de sortie de l’aube du pivot et à limiter la variation de distance relative entre le bord de fuite de l’aube de la première rangée et le bord d’attaque de l’aube de la seconde rangée située directement en aval lorsque l’on fait varier le calage de l’aube de la première rangée. Une telle configuration autorise une grande plage de variations d’incidences des aubes de la première rangée tout en minimisant l’angle de sortie et en limitant la variation de distance relative entre le bord de fuite des aubes de la première rangée et le bord d’attaque des aubes de la seconde rangée. De plus, une telle configuration favorise une moindre perturbation de l’air passant entre les aubes de la première rangée et les aubes de la seconde rangée, améliorant les performances aérodynamiques.
De préférence, la distance entre le bord d’attaque et le pivot de chaque aube à calage variable a une valeur allant de 70 % à 100 % de la distance entre le bord d’attaque et le bord de fuite de chaque aube à calage variable.
Par exemple, les aubes de la seconde rangée sont disposées sensiblement en quinconce par rapport aux aubes de la première rangée. Une telle configuration favorise un bon comportement aérodynamique.
Avantageusement, la seconde rangée d’aubes est sensiblement imbriquée dans la première rangée d’aubes. Une telle configuration favorise un bon comportement aérodynamique.
Selon un autre aspect, l’invention a pour objet une turbomachine d’aéronef comprenant au moins un système tel que défini ci-dessus.
Selon un autre aspect, l’invention a pour objet un aéronef comprenant une turbomachine telle que définie ci-dessus.
D’autres buts, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront à la lecture de la description suivante, donnée uniquement à titre d’exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins annexés sur lesquels :
FIG. 1est une vue schématique partielle de dessus d’un système d’aubes à calage variable de turbomachine selon l’art antérieur ;
FIG. 2est une vue schématique partielle de dessus d’un système en tandem d’aubes de turbomachine selon l’art antérieur ; et
FIG. 3est une vue schématique partielle de dessus d’un système en tandem d’aubes de turbomachine selon un exemple de réalisation de l’invention.
Exposé détaillé d’au moins un mode de réalisation
EnFIG. 1, on a représenté schématiquement en vue partielle de dessus un système d’aubes de turbomachine selon l’état de la technique. Dans l’exemple illustré, une seule rangée annulaire d’aubes statoriques 1 est disposée immédiatement en aval d’une seule rangée d’aubes rotoriques 2 pour former un étage de compression d’un compresseur d’une turbomachine, telle qu’un turbopropulseur d’aéronef. De manière connue, le compresseur peut comprendre un ou plusieurs étages de compression. Ici, l’orientation angulaire ou calage des aubes 1 est réglable pour optimiser l’écoulement gazeux dans le compresseur, les aubes 1 étant couramment appelées aubes à calage variable. Dans une variante non illustrée de l’état de la technique, les aubes 1 sont à calage fixe.
Chaque aube 1 comprend une pale 3 munie d’une partie amont 3a comprenant un bord d’attaque 4 et d’une partie aval 3b comprenant un bord de fuite 5. Chaque aube 1 comprend en outre un pivot 6 définissant un axe de rotation de l’aube 1, autorisant ainsi le calage variable entre une position de fermeture ou de quasi-fermeture et une position d’ouverture ou de pleine ouverture. Le pivot 6 est généralement disposé à une extrémité radialement externe de l’aube 1.
Dans la position de fermeture, les pales 3 des aubes 1 sont inclinées par rapport à un axe longitudinal de la turbomachine et définissent entre elles une section minimale de passage d’air. Les aubes 1 sont amenées en position de fermeture lorsque la turbomachine est à bas régime ou au ralenti, le débit d’air s’écoulant dans le compresseur ayant alors une valeur minimale.
Dans la position d’ouverture, les pales 3 des aubes 1 s’étendent sensiblement parallèlement à l’axe longitudinal de la turbomachine pour que l’angle de sortie des aubes 1 corresponde à un fonctionnement optimum du compresseur pour un débit proche du débit maximum. Les aubes 1 sont amenées en position d’ouverture lorsque la turbomachine est au régime de plein gaz, le débit d’air s’écoulant dans le compresseur ayant alors une valeur proche de la valeur maximale.
Comme expliqué dans ce qui précède, il est connu d’utiliser des systèmes en tandem d’aubes statoriques 7 pour améliorer les performances en termes de tenue à l’incidence, tel que représenté sur laFIG. 2. Il est à noter que des éléments identiques ou similaires portent les mêmes références d’une figure à l’autre.
Cependant, tel qu’indiqué précédemment, les systèmes en tandem d’aubes statoriques 7 connus ne peuvent plus améliorer la tenue à l’incidence à partir d’une certaine limite.
L’invention proposée permet d’améliorer la tenue à l’incidence par rapport à l’art antérieur, comme cela est expliqué dans ce qui suit.
LaFIG. 3est un exemple de réalisation de l’invention qui comprend un système en tandem d’aubes statoriques 8, placé en aval d’une rangée d’aubes rotoriques 2 pour former un étage de compression d’un compresseur d’une turbomachine.
Les aubes statoriques 8 sont disposées en tandem, c’est-à-dire réparties sur deux rangées annulaires, à savoir une première rangée 9 annulaire d’aubes 9a s’étendant sensiblement sur une première circonférence et une seconde rangée 10 annulaire d’aubes 10a s’étendant sur une seconde circonférence différente de la première circonférence. Les première et seconde circonférences sont coaxiales et à distance axiale l’une de l’autre. Autrement dit, bien que les première et seconde rangées d’aubes puissent être imbriquées l’une dans l’autre, en direction axiale, ces rangées ne sont pas confondues. Les rangées d’aubes 9a et 10a sont donc adjacentes, la seconde rangée 10 d’aubes 10a étant ici située directement en aval de la première rangée 9 d’aubes 9a.
De préférence, les aubes 10a de la seconde rangée 10 sont disposées sensiblement en quinconce par rapport aux aubes 9a de la première rangée 9.
Dans l’exemple illustré sur laFIG. 3, la seconde rangée 10 d’aubes 10a est imbriquée en direction axiale dans la première rangée 9 d’aubes 9a. En variante, il reste possible de ne pas imbriquer les première 9 et seconde 10 rangées d’aubes.
Les aubes 9a de la première rangée 9 sont à calage variable, alors que les aubes 10a de la seconde rangée 10 sont à calage fixe. L’invention permet ainsi d’améliorer la tenue à l’incidence. En effet, cette configuration permet d’accueillir un flux d’air entrant avec une grande plage d’incidences possibles tout en le faisant sortir de façon optimale dans une direction prédéterminée avec de bonnes performances aérodynamiques.
Chaque aube 9a de la première rangée 9 comporte à au moins une de ses extrémités radialement externe et interne un pivot 6 définissant un axe de rotation de l’aube 9a. Ainsi, la variation de calage de l’aube 9a est réalisée autour de l’axe de rotation définie par le pivot 6.
A l’instar de l’exemple illustré sur laFIG. 1, chaque aube comporte une pale 3 munie d’une partie amont 3a comprenant un bord d’attaque 4 et d’une partie aval 3b comprenant un bord de fuite 5.
Chaque pivot 6 est disposé plus près du bord de fuite 5 que du bord d’attaque 4 de l’aube 9a du pivot 6, de manière à minimiser un angle métal de sortie de l’aube 9a et à limiter la variation de distance relative entre le bord de fuite 5 de l’aube 9a de la première rangée 9 et le bord d’attaque 4 de l’aube 10a de la seconde rangée 10 située directement en aval lorsque l’on fait varier le calage de l’aube 9a de la première rangée 9. En effet, pour une variation donnée de calage de l’aube 9a, plus le pivot 6 est proche du bord de fuite 5 de l’aube 9, moins la variation positionnelle du bord de fuite 5 est importante. De manière analogue, placer le pivot 6 plus proche du bord de fuite 5 de l’aube 9a, permet de minimiser l’angle métal de sortie de l’aube 9a. Ainsi, l’air passant entre les aubes 9a de la première rangée 9 et les aubes 10a de la seconde rangée 10 bénéficie d’une moindre perturbation.
De préférence, la distance entre le bord d’attaque 4 et le pivot 6 de chaque aube 9a à calage variable a une valeur allant de 70% à 100% de la distance entre le bord d’attaque 4 et le bord de fuite 5 de chaque aube 9a à calage variable. Autrement dit, le pivot 6 se situe par rapport au bord d’attaque 4 à une distance allant de 70% à 100% de la corde de chaque aube 9a.

Claims (8)

  1. Système en tandem d’aubes statoriques (8) pour une turbomachine d’aéronef, ledit système (8) comportant une première rangée (9) annulaire d’aubes (9a) s’étendant sensiblement sur une première circonférence et une seconde rangée (10) annulaire d’aubes (10a) située directement en aval de ladite première rangée (9) et s’étendant sensiblement sur une seconde circonférence différente de ladite première circonférence, ledit système (8) étant caractérisé en ce que les aubes (9a) de ladite première rangée (9) sont à calage variable et que les aubes (10a) de ladite seconde rangée (10) sont à calage fixe.
  2. Système selon la revendication 1, dans lequel chaque aube (9a) de la première rangée (9) comporte à au moins une de ses extrémités radialement externe et interne un pivot (6) définissant un axe de rotation de l’aube (9).
  3. Système selon la revendication 2, dans lequel chaque aube (9a, 10a) de chaque rangée (9, 10) comporte une pale (3) munie d’une partie amont (3a) comprenant un bord d’attaque (4) et d’une partie aval (3b) comprenant un bord de fuite (5), chaque pivot (6) étant disposé plus près du bord de fuite (5) que du bord d’attaque (4) de l’aube (9a) du pivot (6), de manière à minimiser un angle métal de sortie de l’aube (9a) du pivot (6) et de limiter la variation de distance relative entre le bord de fuite (5) de l’aube (9a) de la première rangée (9) et le bord d’attaque (4) de l’aube (10a) de la seconde rangée (10) située directement en aval lorsque l’on fait varier le calage de l’aube (9a) de la première rangée (9).
  4. Système selon la revendication 3, dans lequel la distance entre le bord d’attaque (4) et le pivot (6) de chaque aube (9a) à calage variable a une valeur allant de 70 % à 100 % de la distance entre le bord d’attaque (4) et le bord de fuite (5) de chaque aube (9a) à calage variable.
  5. Système selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel les aubes (10a) de la seconde rangée (10) sont disposées sensiblement en quinconce par rapport aux aubes (9a) de la première rangée (9).
  6. Système selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel la seconde rangée (10) d’aubes (10a) est sensiblement imbriquée dans la première rangée (9) d’aubes (9a).
  7. Turbomachine d’aéronef comprenant au moins un système selon l’une des revendications 1 à 6.
  8. Aéronef comprenant au moins une turbomachine selon la revendication 7.
FR2404791A 2024-05-07 2024-05-07 Système en tandem d’aubes statoriques comprenant une aube amont à calage variable et une aube aval à calage fixe Pending FR3162062A1 (fr)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2404791A FR3162062A1 (fr) 2024-05-07 2024-05-07 Système en tandem d’aubes statoriques comprenant une aube amont à calage variable et une aube aval à calage fixe

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2404791A FR3162062A1 (fr) 2024-05-07 2024-05-07 Système en tandem d’aubes statoriques comprenant une aube amont à calage variable et une aube aval à calage fixe
FR2404791 2024-05-07

Publications (1)

Publication Number Publication Date
FR3162062A1 true FR3162062A1 (fr) 2025-11-14

Family

ID=92457153

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR2404791A Pending FR3162062A1 (fr) 2024-05-07 2024-05-07 Système en tandem d’aubes statoriques comprenant une aube amont à calage variable et une aube aval à calage fixe

Country Status (1)

Country Link
FR (1) FR3162062A1 (fr)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5259187A (en) * 1993-02-05 1993-11-09 General Electric Company Method of operating an aircraft bypass turbofan engine having variable fan outlet guide vanes
US6292763B1 (en) * 1996-08-27 2001-09-18 Diversitech, Inc. Methods for designing variable cycle gas turbine engines
US20070119150A1 (en) * 2005-11-29 2007-05-31 Wood Peter J Turbofan gas turbine engine with variable fan outlet guide vanes
US11384649B1 (en) * 2021-02-11 2022-07-12 General Electric Company Heat exchanger and flow modulation system

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5259187A (en) * 1993-02-05 1993-11-09 General Electric Company Method of operating an aircraft bypass turbofan engine having variable fan outlet guide vanes
US6292763B1 (en) * 1996-08-27 2001-09-18 Diversitech, Inc. Methods for designing variable cycle gas turbine engines
US20070119150A1 (en) * 2005-11-29 2007-05-31 Wood Peter J Turbofan gas turbine engine with variable fan outlet guide vanes
US11384649B1 (en) * 2021-02-11 2022-07-12 General Electric Company Heat exchanger and flow modulation system

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2920335C (fr) Aube mobile de turbomachine
EP2310690B1 (fr) Pale de rouet de compresseur a raccordement elliptique evolutif
EP2307735B1 (fr) Compresseur de turbomachine
EP2288813B1 (fr) Injection d'air dans la veine d'un compresseur de turbomachine
FR2564896A1 (fr) Aube de moteur a turbine a gaz.
WO2015022463A1 (fr) Aube de redresseur de turbomachine
EP2438306B1 (fr) Rouet centrifuge de compresseur.
FR2956454A1 (fr) Aube a angle de calage variable pour la prevention du decollement.
EP2582986B1 (fr) Couplage aérodynamique entre deux rangées annulaires d'aubes fixes dans une turbomachine
EP2917590B1 (fr) Assemblage de compression pour turbomachine
FR3162062A1 (fr) Système en tandem d’aubes statoriques comprenant une aube amont à calage variable et une aube aval à calage fixe
EP2976507B1 (fr) Aube et angle de diedre d'aube
WO2023198981A1 (fr) Pièce statorique à ailette dans une turbomachine
EP4508310A1 (fr) Pièce statorique à ailette dans une turbomachine
EP4388178A1 (fr) Pièce statorique d'une turbomachine comprenant une pale et une ailette définissant entre elles une surface décroissante d'amont en aval selon le sens d'écoulement des gaz
WO2020201642A1 (fr) Aube de stator a calage variable pour une turbomachine d'aeronef
BE1032537B1 (fr) Bec de séparation de flux pour une turbomachine d'aéronef
BE1028097B1 (fr) Aube de compresseur de turbomachine, compresseur et turbomachine munis de celle-ci
FR3142776A1 (fr) Ensemble statorique de turbomachine
WO2022096359A1 (fr) Entrée d'air de nacelle d'ensemble propulsif d'aéronef pour favoriser une phase d'inversion de poussée
WO2024194569A1 (fr) Joint d'etancheite de turbomachine
WO2025114454A1 (fr) Aube pour compresseur de turbomachine d'aéronef, compresseur, turbomachine
FR3025564A1 (fr) Systeme d'aubes a calage variable pour une turbomachine

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20251114