WO2025248187A1 - Turbine engine having a structural beam comprising a discharge duct - Google Patents
Turbine engine having a structural beam comprising a discharge ductInfo
- Publication number
- WO2025248187A1 WO2025248187A1 PCT/FR2025/050451 FR2025050451W WO2025248187A1 WO 2025248187 A1 WO2025248187 A1 WO 2025248187A1 FR 2025050451 W FR2025050451 W FR 2025050451W WO 2025248187 A1 WO2025248187 A1 WO 2025248187A1
- Authority
- WO
- WIPO (PCT)
- Prior art keywords
- turbomachine
- central compartment
- channel
- discharge duct
- structural beam
- 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
Links
Abstract
Description
Turbomachine à poutre structurelle comprenant un conduit de décharge Structural beam turbomachine including a discharge duct
DOMAINE TECHNIQUE TECHNICAL FIELD
Le présent exposé concerne le domaine général des systèmes propulsifs, en particulier les turbomachines à hélice non carénée, à au moins deux flux, destinées à la propulsion d’aéronef. Les turbomachines à au moins deux flux désignent notamment plus particulièrement les turbomachines connues sous la dénomination de « turbomachine à double flux » ou de « turbomachine à triple flux ». This presentation concerns the general field of propulsion systems, in particular unfaired propeller turbomachines with at least two flow paths, intended for aircraft propulsion. Turbomachines with at least two flow paths refer more specifically to those known as "double-flow turbomachines" or "triple-flow turbomachines".
Le présent exposé concerne plus particulièrement une turbomachine comprenant un conduit de décharge destiné à faire chuter la pression en aval du compresseur basse pression d’une turbomachine d’aéronef à au moins deux flux ainsi qu’une turbomachine d’aéronef à au moins deux flux équipée d’un tel conduit de décharge. This presentation relates more particularly to a turbomachine comprising a discharge duct intended to reduce the pressure downstream of the low-pressure compressor of an aircraft turbomachine with at least two flows, and to an aircraft turbomachine with at least two flows equipped with such a discharge duct.
ETAT DE LA TECHNIQUE STATE OF THE ART
Une turbomachine présente un axe longitudinal autour duquel elle s’étend et comporte typiquement, d’amont en aval dans le sens de l’écoulement des gaz, une soufflante, un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, une chambre de combustion, une turbine haute pression, et une turbine basse pression comprenant notamment un carter d’échappement. L’air entrant dans la turbomachine est comprimé par la soufflante puis se divise en un flux d'air primaire, qui traverse le corps primaire, et un flux d’air secondaire qui contourne le flux d’air primaire et optionnellement un flux tertiaire qui contourne le flux primaire. A turbomachine has a longitudinal axis around which it extends and typically comprises, from upstream to downstream in the direction of gas flow, a fan, a low-pressure compressor, a high-pressure compressor, a combustion chamber, a high-pressure turbine, and a low-pressure turbine including an exhaust casing. The air entering the turbomachine is compressed by the fan and then splits into a primary airflow, which passes through the primary casing, and a secondary airflow that bypasses the primary airflow, and optionally a tertiary airflow that bypasses the primary flow.
Par ailleurs, une telle turbomachine comprend généralement un conduit de décharge qui permet d’éviter le phénomène de pompage ou de décrochage du compresseur basse pression. Furthermore, such a turbomachine generally includes a discharge conduit which helps to avoid the phenomenon of pumping or stalling of the low pressure compressor.
Dans un compresseur en général, et plus précisément dans le compresseur basse pression, l’air est comprimé de sorte qu’il sort du compresseur à une pression plus élevée que la pression d’entrée. Toutefois, de façon similaire à une aile d’avion qui peut perdre sa portance et « décrocher » lorsqu’elle se trouve sous une incidence élevée et que l’avion est à faible vitesse, un compresseur peut subir un phénomène analogue. In a compressor in general, and more specifically in a low-pressure compressor, the air is compressed so that it exits the compressor at a higher pressure than the inlet pressure. However, similarly to an aircraft wing that can lose lift and "stall" when it is at a high angle of attack and the aircraft is at low speed, a compressor can undergo a similar phenomenon.
Ainsi, à débit réduit, le compresseur ne pousse plus le flux d’air vers l’aval et l’air se trouvant à haute pression à l’aval du compresseur se vide vers l’entrée du compresseur qui se trouve à une pression inférieure. Une inversion du sens d’écoulement de l’air peut même se produire. Lorsque le refoulement d’air s’est suffisamment produit, le compresseur peut revenir à des conditions de fonctionnement normales et rétablir le débit d’air dans le bon sens (d’amont vers l’aval). De telles fluctuations cycliques de débit portent le nom de « pompage ». Un tel phénomène peut toutefois être destructeur pour les aubes des compresseurs et provoquer leur destruction ou à tout le moins entrainer des vibrations dans celles-ci. Thus, at reduced flow rate, the compressor no longer pushes the airflow downstream, and the high-pressure air downstream of the compressor empties towards the compressor inlet, which is at a lower pressure. A reversal of the airflow direction may even occur. Once sufficient air has been released, the compressor can return to normal operating conditions and restore the correct airflow direction (upstream to downstream). Such cyclical flow fluctuations are known as "pumping." However, such a phenomenon can be destructive to compressor blades and cause their destruction or at the very least lead to vibrations in them.
Afin d’éviter ces problèmes, il est connu d’installer au moins un conduit de décharge, en aval du compresseur basse pression et en amont du compresseur haute pression. To avoid these problems, it is known to install at least one discharge pipe, downstream of the low-pressure compressor and upstream of the high-pressure compressor.
Ce conduit de décharge est configuré pour être raccordé à une vanne de décharge, ou bouche de prélèvement, connue sous le sigle anglais de VBV (pour « Variable Bleed Valve ») ou sous le sigle français de VDV (pour « Vanne de décharge variable »). Cette vanne de décharge, qui constitue l’extrémité radialement interne du conduit de décharge, est positionnée dans le flux d'air primaire. This discharge duct is configured to be connected to a discharge valve, or sampling port, known by the English acronym VBV (for "Variable Bleed Valve") or by the French acronym VDV (for "Vanne de déboudre variable"). This discharge valve, which forms the radially internal end of the discharge duct, is positioned in the primary airflow.
La turbomachine comprend de plus différents carters, notamment un carter intermédiaire (intercalé entre le compresseur basse pression et le compresseur haute pression de la turbomachine, et est donc traversé par un flux de gaz sortant du compresseur basse pression et destiné à alimenter le compresseur haute pression) et un carter associé au carter intermédiaire dit « kit moteur » (ou « kit engine » en anglais) à savoir un carter structuré mécaniquement par des bras de passage de servitudes qui relient la première paroi intermédiaire à une virole extérieure du kit moteur, cette virole extérieure formant une partie de la paroi qui délimite extérieurement une veine de gaz secondaire. Un échangeur thermique est également placé à ce niveau afin de dissiper la chaleur dans le flux secondaire, plus froid. Le carter « kit moteur » est disposé juste en aval du carter intermédiaire précité, de façon adjacente, le long de l'axe du moteur. Actuellement, il est connu de disposer l’extrémité radialement externe du conduit de décharge, c’est-à-dire une sortie de l’air prélevé, au sein de ce kit moteur. The turbomachine also includes several casings, notably an intermediate casing (located between the low-pressure and high-pressure compressors of the turbomachine, and therefore traversed by a gas flow exiting the low-pressure compressor and intended to supply the high-pressure compressor) and a casing associated with the intermediate casing, known as the "engine kit." This casing is mechanically structured by service passage arms that connect the first intermediate wall to an outer ring of the engine kit. This outer ring forms part of the wall that externally delimits a secondary gas stream. A heat exchanger is also located here to dissipate heat in the cooler secondary flow. The engine kit casing is positioned directly downstream of the aforementioned intermediate casing, adjacent to it, along the engine axis. Currently, it is known to locate the radially external end of the discharge duct, i.e., the outlet for the extracted air, within this engine kit.
Cependant, afin d’augmenter la rigidité générale de la turbomachine et de cet agencement de carters, le kit moteur est remplacé par un nouveau carter structurel. Cela pose un problème d’aménagement du conduit de décharge, les contraintes mécaniques ne permettant pas de disposer les sorties d’air dans le carter structurel. De plus, de nombreux équipements et servitudes présents directement en amont et en aval font peser des contraintes d’intégration rendant difficile l’aménagement des sorties à proximité de leur ancienne position. D’autre part, un conduit de décharge ayant une géométrie complexe peut aboutir à une perte de charge importante du fait des changements de direction imposés à l’air dans ce conduit modifié. Enfin, un angle d’éjection important du conduit de décharge à la sortie est source de perturbation aérodynamique, en particulier derrière l’échangeur thermique. On rencontre bien entendu les mêmes problématiques avec une turbomachine à triple flux, qui est également menacée par le phénomène de pompage. Il existe donc un besoin d’un nouveau conduit de décharge présentant une géométrie simple et un placement de la sortie d’air répondant aux différentes contraintes. However, to increase the overall rigidity of the turbomachine and its casing arrangement, the engine kit is replaced with a new structural casing. This presents a problem with the discharge duct layout, as mechanical constraints prevent the air outlets from being located within the structural casing. Furthermore, numerous components and utilities located directly upstream and downstream impose integration constraints, making it difficult to position the outlets near their original location. Additionally, a discharge duct with a complex geometry can lead to significant pressure loss due to the changes in direction imposed on the air within this modified duct. Finally, a large discharge duct outlet angle causes aerodynamic disturbance, particularly behind the heat exchanger. The same issues are encountered with a triple-flow turbomachine, which is also susceptible to the pumping phenomenon. Therefore, there is a need for a new discharge duct with a simple geometry and an air outlet placement that meets the various constraints.
EXPOSE DE L'INVENTION DESCRIPTION OF THE INVENTION
Un but de l’invention est de remédier aux inconvénients précités, en proposant une turbomachine comprenant : One aim of the invention is to remedy the aforementioned drawbacks by proposing a turbomachine comprising:
- un canal principal configuré pour alimenter au moins un étage de compression en air,- a main channel configured to supply at least one compression stage with air,
- un canal auxiliaire séparé du canal principal par un compartiment central, le canal principal et le canal auxiliaire s’étendant autour d’un axe qui s’étend d’amont en aval dans un sens d’écoulement de l’air dans la turbomachine, - an auxiliary channel separated from the main channel by a central compartment, the main channel and the auxiliary channel extending around an axis that runs from upstream to downstream in the direction of airflow in the turbomachine,
- un conduit de décharge s’étendant dans le compartiment central d’une bouche de prélèvement, débouchant dans le canal principal, à une sortie d’air débouchant dans le canal auxiliaire, la bouche de prélèvement étant configurée pour prélever de l’air dans le canal principal, le conduit de décharge comprenant une première portion formée dans le compartiment central et une deuxième portion formée dans une poutre structurelle du compartiment central, la poutre structurelle s’étendant le long du canal auxiliaire et étant adaptée pour conférer une rigidité au compartiment central, le conduit de décharge étant adapté pour prélever de l’air depuis le canal principal et l’amener vers un canal auxiliaire. - a discharge duct extending into the central compartment of a sampling vent, opening into the main channel, to an air outlet opening into the auxiliary channel, the sampling vent being configured to draw air from the main channel, the discharge duct comprising a first portion formed in the central compartment and a second portion formed in a structural beam of the central compartment, the structural beam extending along the auxiliary channel and being adapted to impart rigidity to the central compartment, the discharge duct being adapted to draw air from the main channel and bring it to an auxiliary channel.
La turbomachine selon l’invention est avantageusement complétée par les caractéristiques suivantes, prises seules ou en une quelconque de leur combinaison techniquement possible : un bras s’étendant radialement depuis le compartiment central au travers du canal auxiliaire, la poutre structurelle étant disposée en vis-à-vis du bras, la première portion du conduit de décharge traversant alors le bras ; la poutre structurelle est fixée au bras au moyen de boulons ; un joint d’étanchéité placé à une interface entre le bras et la poutre structurelle ; plusieurs bras, chaque bras s’étendant radialement depuis le compartiment central au travers du canal auxiliaire, la première portion du conduit de décharge s’étendant entre deux bras ; la bouche de prélèvement comprend une vanne de décharge variable configurée pour régler un débit d’un flux s’écoulant à travers le conduit de décharge. The turbomachine according to the invention is advantageously complemented by the following features, taken alone or in any technically possible combination thereof: an arm extending radially from the central compartment through the auxiliary channel, the structural beam being arranged opposite the arm, the first portion of the discharge conduit then passing through the arm; the structural beam is fixed to the arm by means of bolts; a sealing gasket placed at an interface between the arm and the structural beam; several arms, each arm extending radially from the central compartment through the auxiliary channel, the first portion of the discharge conduit extending between two arms; the intake port includes a variable discharge valve configured to regulate a flow rate of a stream flowing through the discharge conduit.
L’invention concerne également un aéronef comprenant une turbomachine selon l’invention. La turbomachine selon l’invention présente un encombrement réduit du compartiment central et des performances aérodynamiques améliorées grâce à la configuration structurelle proposée pour le conduit de décharge. The invention also relates to an aircraft comprising a turbomachine according to the invention. The turbomachine according to the invention has a reduced central compartment footprint and improved aerodynamic performance thanks to the proposed structural configuration for the discharge duct.
DESCRIPTION DES FIGURES DESCRIPTION OF THE FIGURES
D’autres caractéristiques, buts et avantages de l’invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels : Other features, purposes and advantages of the invention will become apparent from the following description, which is purely illustrative and not limiting, and which should be read in conjunction with the accompanying drawings on which:
La figure 1 est une vue en coupe d’une turbomachine à soufflante non carénée ; Figure 1 is a cross-sectional view of an unfaired fan turbomachine;
La figure 2 est une vue en coupe de détail d’un conduit de décharge de l’art antérieur ;Figure 2 is a detailed cross-sectional view of a prior art discharge conduit;
La figure 3 est une vue en coupe de détail d’un conduit de décharge selon un mode de réalisation ; Figure 3 is a detailed cross-sectional view of a discharge conduit according to one embodiment;
La figure 4 est une vue en coupe de détail d’un conduit de décharge selon un autre mode de réalisation. Figure 4 is a detailed cross-sectional view of a discharge conduit according to another embodiment.
Sur l’ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques. Across all figures, similar elements bear identical references.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L’INVENTION DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
La figure 1 représente une turbomachine 110 selon un mode de réalisation de l’invention. La turbomachine 110 s’étend selon un axe A et comprend deux hélices 121 et 131 non carénées qui forment ensemble une soufflante. En particulier, la soufflante est composée de l’hélice amont 121 non carénée mobile en rotation autour de l’axe A qui est située en amont de l’hélice aval 131 non carénée ou redresseur fixe. Figure 1 shows a turbomachine 110 according to an embodiment of the invention. The turbomachine 110 extends along an axis A and comprises two unfaired propellers 121 and 131 which together form a fan. In particular, the fan consists of the upstream unfaired propeller 121, which rotates about the axis A and is located upstream of the downstream unfaired propeller 131, or fixed stator.
La turbomachine 110 comprend également un canal principal 171 qui s’étend à travers la turbomachine 110 d’amont en aval dans un sens G de circulation des gaz dans la turbomachine, essentiellement parallèlement à l’axe A, depuis une entrée principale 170 jusqu’à une sortie principale 180 débouchant à l’extérieur du carter de la turbomachine 110. The turbomachine 110 also includes a main channel 171 which extends through the turbomachine 110 from upstream to downstream in a direction G of gas flow in the turbomachine, essentially parallel to axis A, from a main inlet 170 to a main outlet 180 opening outside the housing of the turbomachine 110.
Le canal principal 171 est configuré pourfaire circuler un flux d’air primaire selon un sens d’écoulement général des gaz, représenté par la flèche G dans la figure 1 , de l’entrée principale 170 vers la sortie principale 180 qui est donc située en aval de l’entrée principale 170. The main channel 171 is configured to circulate a primary airflow in a general gas flow direction, represented by arrow G in Figure 1, from the main inlet 170 to the main outlet 180, which is therefore located downstream of the main inlet 170.
Dans la suite de la description, les termes « radialement interne » et « radialement externe » font référence à la position radiale d’un élément par rapport à l’axe A, et les termes amont et aval se définissent par rapport au sens d’écoulement général G des gaz au travers de la turbomachine 110. Entre l’hélice et les aubes directrices, c’est-à-dire en aval d’une hélice non carénée 121 et en amont des aubes directrices non carénées 131 , la turbomachine présente dans son carter l’entrée principale 170 du canal principal 171 . In the following description, the terms "radially internal" and "radially external" refer to the radial position of an element with respect to axis A, and the terms upstream and downstream are defined with respect to the general flow direction G of the gases through the turbomachine 110. Between the propeller and the guide vanes, that is to say downstream of an unfaired propeller 121 and upstream of the unfaired guide vanes 131, the turbomachine has in its casing the main inlet 170 of the main channel 171.
Dans ce même mode de réalisation de l’invention, et tout au long du canal principal 171 , la turbomachine 110 comporte successivement dans le sens G d’écoulement des gaz: In this same embodiment of the invention, and along the main channel 171, the turbomachine 110 comprises successively in the direction G of gas flow:
- au moins un étage de compression 145 formant par exemple une section de compression, la section de compression pouvant comprendre en amont un compresseur basse pression et en aval un compresseur haute pression 127, - at least one compression stage 145 forming, for example, a compression section, the compression section possibly comprising upstream a low-pressure compressor and downstream a high-pressure compressor 127,
- une chambre de combustion 128. - a combustion chamber 128.
On entend par étage de compression 145 un ensemble d’une roue d’aubes mobiles (ou rotor avec des aubes mobiles) et d’une roue d’aubes fixes (ou stator avec des aubes fixes), la roue d’aubes mobiles pouvant être située en amont ou en aval de la roue d’aubes fixes. Cet étage de compression 145, par la mise en rotation de la roue d’aubes mobiles peut créer une augmentation de pression d’air à l’aval de l’étage par rapport à l’amont de l’étage de compression 145. A compression stage 145 is defined as an assembly consisting of a rotating impeller (or rotor with rotating blades) and a stationary impeller (or stator with stationary blades), the rotating impeller being located either upstream or downstream of the stationary impeller. By rotating the rotating impeller of this compression stage 145, it can create an increase in air pressure downstream of the stage compared to the upstream side.
Dans le canal principal 171 , la turbomachine 110 comporte, en outre, en aval de la chambre de combustion 128, une section de turbine pouvant comprendre en amont une turbine haute pression 129, et en aval une turbine basse pression 150. La turbomachine est également alimentée en air par le canal principal 171. In the main channel 171, the turbomachine 110 further comprises, downstream of the combustion chamber 128, a turbine section which may include upstream a high-pressure turbine 129, and downstream a low-pressure turbine 150. The turbomachine is also supplied with air by the main channel 171.
Le canal principal 171 est configuré pour alimenter en air entrant par l’entrée d’air 170 au moins un étage de compression 145 et la chambre de combustion. Plus précisément, c’est l’air comprimé par l’au moins un étage de compression 145 qui est déplacé dans le canal principal 171 jusqu’à la chambre de combustion et qui en assure l’alimentation. Cette alimentation s’effectue selon le sens d’écoulement G de l’entrée principale 170 vers les étages de compression. The main channel 171 is configured to supply air entering through the air inlet 170 to at least one compression stage 145 and the combustion chamber. More precisely, it is the air compressed by the at least one compression stage 145 that is displaced through the main channel 171 to the combustion chamber and supplies it. This supply occurs in the flow direction G from the main inlet 170 towards the compression stages.
La turbomachine 110 comprend aussi un canal auxiliaire 173 qui s’étend depuis une entrée auxiliaire débouchant dans le canal principal 171 jusqu’à une sortie auxiliaire 178 débouchant à l’extérieur de la turbomachine 110. L’entrée auxiliaire est située en amont de chaque étage de compression 145 du canal principal 171. Le canal principal 171 est séparé du canal auxiliaire 173 par un compartiment central 12 (« compartiment core » dans la terminologie anglo-saxonne). The turbomachine 110 also includes an auxiliary channel 173 which extends from an auxiliary inlet opening into the main channel 171 to an auxiliary outlet 178 opening outside the turbomachine 110. The auxiliary inlet is located upstream of each compression stage 145 of the main channel 171. The main channel 171 is separated from the auxiliary channel 173 by a central compartment 12 (“core compartment” in Anglo-Saxon terminology).
Un carter externe 13 ou nacelle, radialement extérieur au compartiment central 12 entoure la turbomachine 110 et délimite avec le compartiment central 12, le canal auxiliaire 173. Ainsi, le canal auxiliaire 173 est localisé radialement plus à l’extérieur que le canal principal 171 , c’est-à-dire que le canal principal 171 se situe entre l’axe A de la turbomachine 110 et le canal auxiliaire 173. Le canal auxiliaire 173 peut présenter une forme annulaire et s’étendre autour de l’axe A de la turbomachine 110, entre le compartiment central 12 et le carter externe 13. La sortie d’air 178 est située en aval des aubes directrices 131 et en amont de la sortie principale 180. An external casing 13, or nacelle, radially external to the central compartment 12, surrounds the turbomachine 110 and, together with the central compartment 12, defines the auxiliary channel 173. Thus, the auxiliary channel 173 is located radially further outward than the main channel 171; that is, the main channel 171 is situated between the axis A of the turbomachine 110 and the auxiliary channel 173. The auxiliary channel 173 may have an annular shape and extend around the axis A of the turbomachine 110, between the central compartment 12 and the external casing 13. The air outlet 178 is located downstream of the guide vanes 131 and upstream of the main outlet 180.
Afin de conférer une plus grande rigidité à la turbomachine 110, au moins un bras 33, préférentiellement plusieurs bras 33, relient une face radialement externe 121 du compartiment central 12 à une face radialement interne 131 du carter externe 13. Ces bras 33 s’étendent radialement par rapport à l’axe A et sont donc disposés en travers du canal auxiliaire 173. Chaque bras 33 remplit une fonction structurelle et assure le positionnement relatif du carter externe 13 avec le compartiment central 12. De plus, le compartiment central 12 est traversé longitudinalement par au moins une poutre structurelle 4, afin d’augmenter sa raideur. Autrement dit, la ou les poutres structurelles 4 sont préférentiellement parallèle à l’axe A, ou sensiblement parallèle à l’axe A et suivent la face radialement externe 121 du compartiment central 12. Alternativement, les poutres structurelles 4 peuvent être située au moins partiellement à l’extérieur du compartiment central 12, c’est-à-dire qu’elles font saillies sur la paroi radialement externe 121 dans le canal auxiliaire 173, ce qui permet d’occuper moins d’espace dans le compartiment central 12 In order to impart greater rigidity to the turbomachine 110, at least one arm 33, preferably several arms 33, connect a radially external face 121 of the central compartment 12 to a radially internal face 131 of the outer casing 13. These arms 33 extend radially with respect to the axis A and are therefore arranged across the auxiliary channel 173. Each arm 33 fulfills a structural function and ensures the relative positioning of the outer casing 13 with the central compartment 12. In addition, the central compartment 12 is traversed longitudinally by at least one structural beam 4, in order to increase its stiffness. In other words, the structural beam(s) 4 are preferably parallel to axis A, or substantially parallel to axis A and follow the radially external face 121 of the central compartment 12. Alternatively, the structural beams 4 may be located at least partially outside the central compartment 12, i.e., they project onto the radially external wall 121 in the auxiliary channel 173, thus occupying less space in the central compartment 12.
Toujours dans le même mode de réalisation de l’invention illustré en figure 1 , la turbomachine 110 peut comprendre au moins un échangeur thermique 174 situé dans le canal auxiliaire 173. L’échangeur thermique 174 est configuré pour être refroidi par l’air s’écoulant à travers le canal auxiliaire 173. L’échangeur thermique 174 peut être notamment utilisé pour assurer le refroidissement d’une boîte de réduction de vitesse configurée pour entraîner en rotation l’hélice amont 121. Différentes technologies d’échangeur thermique peuvent être envisagées comme les échangeurs volumiques, surfaciques, les échangeurs à ailettes, etc... In the same embodiment of the invention illustrated in Figure 1, the turbomachine 110 may include at least one heat exchanger 174 located in the auxiliary channel 173. The heat exchanger 174 is configured to be cooled by the air flowing through the auxiliary channel 173. The heat exchanger 174 can, in particular, be used to cool a gearbox configured to drive the upstream propeller 121. Various heat exchanger technologies can be considered, such as volumetric exchangers, surface exchangers, finned exchangers, etc.
Selon ce même mode de réalisation, la turbomachine 110 comprend un conduit de décharge 2 débouchant dans le canal principal 171 , c’est-à-dire qu’une bouche de prélèvement 21 du conduit de décharge 2 débouche sur le canal principal 171 et est situé en aval d’au moins un étage de compression situé dans le canal principal 171. Le conduit de décharge 2 s’étend donc depuis le canal principal 171 vers l’extérieur, à travers le compartiment central 12 et débouche dans le canal auxiliaire 173. Plus précisément, le conduit de décharge 2 comprend une première portion 221 formée dans le compartiment central 12 et une deuxième portion 222 formée dans une poutre structurelle 4. Cet agencement permet de diminuer l’encombrement du compartiment central 12. A une extrémité de la deuxième portion 222, le conduit de décharge 2 débouche à une sortie d’air 22 dans le canal auxiliaire 12, de sorte à conduire une partie des gaz du flux d’air primaire traversant le canal principal 171 vers le canal auxiliaire 173. Préférentiellement une vanne de décharge variable 176 est disposée dans la bouche de prélèvement 21 et est configurée pour régler un débit d’un flux s’écoulant à travers le conduit de décharge 2. According to this same embodiment, the turbomachine 110 includes a discharge duct 2 opening into the main channel 171, that is to say, a sampling port 21 of the discharge duct 2 opens onto the main channel 171 and is located downstream of at least one compression stage situated in the main channel 171. The discharge duct 2 therefore extends outwards from the main channel 171, through the central compartment 12, and opens into the auxiliary channel 173. More precisely, the discharge duct 2 comprises a first portion 221 formed in the central compartment 12 and a second portion 222 formed in a structural beam 4. This arrangement reduces the overall size of the central compartment 12. At one end of the second portion 222, the discharge duct 2 opens into an air outlet 22 in the auxiliary channel 12. so as to conduct a portion of the gases from the primary airflow passing through the main channel 171 to the auxiliary channel 173. Preferably a variable discharge valve 176 is disposed in the sampling mouth 21 and is configured to regulate a flow rate of a stream flowing through the discharge conduit 2.
La sortie d’air 22 est placée en aval de l’échangeur thermique 174 et présente préférentiellement un angle d’éjection inférieur à 60° par rapport à la face radialement externe 121 et au sens d’écoulement des gaz G. Ainsi, cette configuration permet en plus du gain de place d’obtenir une réduction des turbulences par rapport à l’art antérieur illustré figure 2, premièrement grâce à une plus grande distance entre la sortie d’air 22 et l’échangeur thermique 174 et deuxièmement grâce à un angle d’éjection inférieur, permis par la disposition de la seconde portion 222 dans la poutre structurelle 4. Cela accroit les performances aérodynamiques de la turbomachine 110. The air outlet 22 is located downstream of the heat exchanger 174 and preferentially has an ejection angle of less than 60° with respect to the radially external face 121 and the direction of gas flow G. Thus, this configuration, in addition to saving space, allows for a reduction in turbulence compared to the prior art illustrated in Figure 2, firstly due to a greater distance between the air outlet 22 and the heat exchanger 174 and secondly due to a lower ejection angle, made possible by the arrangement of the second portion 222 in the structural beam 4. This increases the aerodynamic performance of the turbomachine 110.
Dans un second mode de réalisation, illustré figure 3, la poutre structurelle 4 est disposée en vis-à-vis du bras 33, la première portion 221 du conduit de décharge 2 traversant alors le bras 33 afin d’assurer la continuité de l’écoulement. Préférentiellement, la poutre structurelle 4 est boulonnée au bras 33 pour assurer la continuité des efforts mécaniques. Encore plus préférentiellement, un joint d’étanchéité 35 est placé à une interface 36 entre le bras 33 et la poutre structurelle 4, le joint d’étanchéité 35 assurant l’étanchéité entre la première portion 221 et la seconde portion 222 du conduit de décharge 2, de sorte qu’aucune perte de gaz n’est lieu entre le conduit de décharge 2 et le compartiment central 12. Avantageusement, le joint d’étanchéité 35 est résistant aux hautes températures et au feu afin de limiter la propagation d’incendie dans la turbomachine 110. In a second embodiment, illustrated in Figure 3, the structural beam 4 is positioned opposite the arm 33, with the first portion 221 of the discharge conduit 2 passing through the arm 33 to ensure continuous flow. Preferably, the structural beam 4 is bolted to the arm 33 to ensure continuity of mechanical forces. Even more preferably, a sealing gasket 35 is placed at an interface 36 between the arm 33 and the structural beam 4, the sealing gasket 35 ensuring a seal between the first portion 221 and the second portion 222 of the discharge conduit 2, so that no gas loss occurs between the discharge conduit 2 and the central compartment 12. Advantageously, the sealing gasket 35 is resistant to high temperatures and fire to limit the spread of fire in the turbomachine 110.
Alternativement, dans un troisième mode de réalisation illustré figure 4, la première portion 221 du conduit de décharge 2 s’étend entre deux bras 33, ce qui représente une configuration plus simple et permet de préserver plus de place au niveau des bras 33. Alternatively, in a third embodiment illustrated in Figure 4, the first portion 221 of the discharge conduit 2 extends between two arms 33, which represents a simpler configuration and allows more space to be preserved at the level of the arms 33.
Bien entendu, les modes de réalisations détaillés dans le présent exposés sont adaptables à une turbomachine à triple flux, le canal auxiliaire 173 s’entendant alors comme le canal où circule le flux tertiaire. Of course, the embodiments detailed in this presentation are adaptable to a triple-flow turbomachine, with the auxiliary channel 173 then being understood as the channel through which the tertiary flow circulates.
Claims
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FRFR2405597 | 2024-05-30 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| WO2025248187A1 true WO2025248187A1 (en) | 2025-12-04 |
Family
ID=
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| FR3130896A1 (en) | AIRCRAFT TURBOMACHINE | |
| CA2837498C (en) | Variable-pitch nozzle for a radial flow turbine, in particular for a turbine of an auxiliary power source | |
| FR3027053B1 (en) | AIRCRAFT TURBOMACHINE STATOR | |
| FR3051219B1 (en) | TURBOMACHINE TURBINE, SUCH AS A TURBOREACTOR OR AIRCRAFT TURBOPROPOWER | |
| FR3016956A1 (en) | HEAT EXCHANGER OF A TURBOMACHINE | |
| EP3039341A1 (en) | Turbomachine combustion chamber provided with air deflection means for reducing the wake created by an ignition plug | |
| FR2967222A1 (en) | PROTECTION AGAINST LEAK FLOW IN A GAS TURBINE COMPRESSOR | |
| EP3722559B1 (en) | Turbine engine for an aircraft | |
| FR3119199A1 (en) | DISCHARGE PIPE WITH PERFECTED SEALING | |
| EP3673154B1 (en) | Discharge duct of an intermediate housing hub for an aircraft turbojet engine comprising cooling channels | |
| FR2951502A1 (en) | Turbomachine e.g. jet engine, for aircraft, has connection unit with air flow annular channel centered on longitudinal axle, where channel is traversed by oblique torque arms connecting internal units with streamline annual cases | |
| WO2023047034A1 (en) | High-pressure gas turbine for a turbine engine and turbine engine | |
| FR2939852A1 (en) | Stator blade stage for compressor of turboshaft engine e.g. turbopropeller engine, has intermediate blades with axial length or radial height less than that of rectifier blades and extend radially between rectifier blades | |
| WO2025248187A1 (en) | Turbine engine having a structural beam comprising a discharge duct | |
| FR3130758A1 (en) | PROPULSION ASSEMBLY FOR AN AIRCRAFT | |
| FR3090033A1 (en) | DAWN DIRECTION AND BIFURCATION DIRECTOR SET FOR TURBOMACHINE | |
| WO2023021258A1 (en) | Stator part of a turbomachine comprising an airfoil and a fin defining between them a decreasing surface from upstream to downstream in the gas flow direction | |
| FR3092135A1 (en) | TURBOMACHINE, SUCH AS AN AIRPLANE TURBOREACTOR | |
| EP4314491A1 (en) | Device for sealing and reinjecting a bypass flow for a turbine nozzle | |
| FR2688271A1 (en) | PROPULSION ENGINE, PARTICULARLY FOR SUPERSONIC AIRCRAFT. | |
| BE1028097B1 (en) | Turbomachine compressor blade, compressor and turbomachine fitted therewith | |
| FR3111393A1 (en) | Turbomachine comprising a device for separating a removable air flow | |
| FR3108657A1 (en) | Turbine rotor comprising a device for regulating the flow of cooling fluid and turbomachine comprising such a rotor | |
| WO2023161582A1 (en) | Turbine engine for an aircraft | |
| FR2966522A1 (en) | Turbomachine, has blower supplying tertiary flow to duct, where blower is driven in rotation by air entering or leaving another blower that supplies primary flow to compressor and secondary flow to another duct |