FR2935348A1 - Turbomachine for airplane, has external upstream unducted fan provided with blades, where each blade comprises longitudinal external edge provided with triangular solid parts and hollow parts in alternative manner - Google Patents
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Abstract
Description
1 Turbomachine à hélices non carénées 1 Turbine engine with uncourced propellers
La présente invention concerne une turbomachine du type à hélices non carénées (en anglais open rotor ou unducted fan ). The present invention relates to a turbomachine type open propeller (English open rotor or unducted fan).
Une turbomachine de ce type comprend deux hélices externes coaxiales et contrarotatives, respectivement amont et aval, qui sont chacune solidaire en rotation d'une turbine de la turbomachine et qui s'étendent sensiblement radialement à l'extérieur de la nacelle de cette turbomachine. Cette turbomachine a l'avantage d'être très performante comparativement à d'autres types de turbomachine parce qu'elle consomme moins de carburant et que ses hélices contrarotatives permettent de fournir une poussée relativement importante. Cependant, l'inconvénient majeur de ce type de turbomachine est le bruit qu'elle génère en fonctionnement. Or, cette turbomachine doit respecter des normes de certification acoustique relativement sévères, en particulier lors des phases de décollage et d'atterrissage de l'avion équipé de cette turbomachine. L'une des sources de ce bruit provient de l'interaction de tourbillons générés au niveau des têtes des aubes de l'hélice amont, avec les aubes de l'hélice aval. Une solution pour supprimer ce bruit (appelée clipping ) consiste à réduire d'environ 20% le diamètre externe de l'hélice aval de façon à ce que les tourbillons générés par l'hélice amont passent à l'extérieur de l'hélice aval et n'interagissent pas avec celle-ci. Cependant, cette solution est contraignante car elle se traduit soit par une réduction de la poussée produite par l'hélice aval et donc par une diminution des performances de la turbomachine soit par une augmentation de diamètre des hélices et donc une pénalité en matière d'installation sur l'avion (à cause de la masse et de l'encombrement de telles hélices). Il serait possible d'augmenter la charge de l'hélice aval pour compenser la réduction de son diamètre, mais cette hélice deviendrait alors très complexe à réaliser, et cela pourrait conduire à une dégradation du rendement de la turbomachine. L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, efficace et économique à ce problème. A turbomachine of this type comprises two coaxial and contra-rotating external propellers, respectively upstream and downstream, which are each integral in rotation with a turbine of the turbomachine and which extend substantially radially outside the nacelle of this turbomachine. This turbomachine has the advantage of being very efficient compared to other types of turbomachine because it consumes less fuel and its counter-rotating propellers can provide a relatively large thrust. However, the major disadvantage of this type of turbomachine is the noise it generates in operation. However, this turbomachine must meet relatively stringent acoustic certification standards, particularly during the take-off and landing phases of the aircraft equipped with this turbomachine. One of the sources of this noise comes from the interaction of vortices generated at the heads of the blades of the upstream propeller, with the vanes of the downstream propeller. One solution for suppressing this noise (called clipping) is to reduce by approximately 20% the external diameter of the downstream propeller so that the eddies generated by the upstream propeller pass outside the downstream propeller and do not interact with it. However, this solution is restrictive because it results either in a reduction in the thrust produced by the downstream propeller and therefore in a reduction in the performance of the turbomachine either by an increase in the diameter of the propellers and therefore a penalty in terms of installation. on the aircraft (because of the mass and the size of such propellers). It would be possible to increase the load of the downstream propeller to compensate for the reduction in its diameter, but this helix would then become very complex to achieve, and this could lead to a degradation of the efficiency of the turbomachine. The invention aims in particular to provide a simple, effective and economical solution to this problem.
Elle propose à cet effet une turbomachine, comprenant deux hélices externes non carénées coaxiales et contrarotatives, respectivement amont et aval, chaque aube comprenant un bord d'attaque et un bord de fuite reliés par un bord longitudinal externe, caractérisée en ce que le bord longitudinal externe d'au moins certaines des aubes comportent une alternance de parties pleines et de parties creuses. La configuration dentelée des têtes des aubes selon l'invention permet d'empêcher la formation de tourbillons de grande intensité en têtes d'aube et favorise au contraire la formation de petits tourbillons de plus faible intensité. Les turbulences formées en têtes d'aube de l'hélice amont sont notamment dues aux différences de pression entre les extrados et les intrados des aubes, et ont une certaine cohérence structurelle. L'invention permet de briser cette cohérence au moyen des dents des têtes d'aube, qui génèrent plusieurs petits tourbillons répartis le long de chaque tête d'aube. L'invention ne nécessite donc pas de modifier les dimensions des hélices amont et aval qui peuvent avoir sensiblement le même diamètre externe. Elle a en outre peu d'influence sur la masse de l'hélice amont ainsi que sur ses performances. Les parties pleines peuvent former des chevrons, des créneaux, ou des festons. Elles peuvent avoir une forme sensiblement triangulaire, trapézoïdale, carrée, rectangulaire, polygonale, ou arrondie. Le bord longitudinal externe d'une aube de l'hélice amont peut comporter entre deux et dix parties pleines, et de préférence entre quatre et six parties pleines. Les parties pleines peuvent avoir une forme complémentaire de celle des parties creuses. To this end, it proposes a turbomachine, comprising two coaxial and counter-rotating external non-ducted propellers, respectively upstream and downstream, each blade comprising a leading edge and a trailing edge connected by an external longitudinal edge, characterized in that the longitudinal edge external of at least some of the vanes comprise an alternation of solid parts and hollow parts. The serrated configuration of the blade heads according to the invention makes it possible to prevent the formation of vortices of great intensity in blade heads and, on the contrary, favors the formation of small vortices of lower intensity. The turbulence formed in dawn heads of the upstream propeller are in particular due to pressure differences between the extrados and the intrados of the blades, and have a certain structural consistency. The invention makes it possible to break this coherence by means of the teeth of the blade heads, which generate several small vortices distributed along each blade head. The invention therefore does not require modifying the dimensions of the upstream and downstream propellers which may have substantially the same external diameter. It also has little influence on the mass of the upstream propeller as well as on its performance. Solid parts can form rafters, battlements, or festoons. They may have a substantially triangular, trapezoidal, square, rectangular, polygonal, or rounded shape. The outer longitudinal edge of a blade of the upstream propeller may comprise between two and ten solid parts, and preferably between four and six solid parts. The solid parts may have a shape complementary to that of the hollow parts.
Chaque partie pleine comprend de préférence un bord amont qui est parallèle ou incliné par rapport à un rayon à l'axe longitudinal de la turbomachine. Ce bord amont est par exemple incliné d'amont en aval vers l'extérieur. L'inclinaison des bords d'attaque des parties pleines est optimisée pour modifier l'angle de flèche et donc la direction de l'écoulement (radialement vers l'extérieur ou vers l'intérieur par exemple) des lignes de courant sur les têtes d'aube. Les parties pleines peuvent être sensiblement planes. En variante, elles sont vrillées autour d'un axe sensiblement radial ou parallèle à un axe radial. Les parties pleines et les parties creuses peuvent être formées directement sur les aubes de l'hélice amont ou être formées par des inserts rapportés et fixés sur les extrémités radialement externes des aubes de l'hélice amont. L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description qui suit faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés, dans lesquels : - la figure 1 est une vue schématique en coupe axiale d'une turbomachine à hélices non carénées, - la figure 2 est une vue schématique partielle en perspective de l'hélice 20 amont d'une turbomachine à hélices non carénées selon la technique antérieure, - la figure 3 est une vue schématique partielle de côté d'une aube d'hélice amont d'une turbomachine à hélices non carénées selon l'invention, - la figure 4 est une vue schématique de dessus d'une partie pleine de la 25 tête de l'aube de la figure 3, - la figure 5 est une vue correspondant à la figure 4 et représente une variante de réalisation de l'invention, et - les figures 6 à 9 sont des vues correspondants à la figure 3 et représentent d'autres variantes de l'invention. 30 On se réfère d'abord à la figure 1 qui représente une turbomachine 10 à hélices non carénées (en anglais open rotor ou unducted fan ) qui comporte d'amont en aval, dans le sens d'écoulement des gaz à l'intérieur de la turbomachine, un compresseur 12, une chambre annulaire de combustion 14, une turbine amont 16 haute-pression, et deux turbines aval 18, 20 basse-pression qui sont contrarotatives, c'est-à-dire qu'elles tournent dans deux sens opposés autour de l'axe longitudinal A de la turbomachine. Chacune de ces turbines aval 18, 20 est solidaire en rotation d'une hélice externe 22, 24 qui s'étend radialement à l'extérieur de la nacelle 26 de la turbomachine, cette nacelle 26 étant sensiblement cylindrique et s'étendant le long de l'axe A autour du compresseur 12, de la chambre de combustion 14, et des turbines 16, 18 et 20. En variante, la turbomachine peut comporter une seule turbine basse-pression qui entraîne une boîte d'engrenages transmettant un couple contra-rotatif à deux hélices externes. Each solid portion preferably comprises an upstream edge which is parallel or inclined with respect to a radius to the longitudinal axis of the turbomachine. This upstream edge is for example inclined from upstream to downstream to the outside. The inclination of the leading edges of the solid parts is optimized to modify the deflection angle and thus the direction of the flow (radially outwards or inwards for example) of the current lines on the heads. 'dawn. The solid parts can be substantially flat. As a variant, they are twisted about a substantially radial axis or parallel to a radial axis. The solid portions and the hollow portions may be formed directly on the blades of the upstream propeller or be formed by inserted inserts and fixed on the radially outer ends of the vanes of the upstream propeller. The invention will be better understood and other details, characteristics and advantages of the present invention will appear more clearly on reading the following description given by way of non-limiting example and with reference to the accompanying drawings, in which: FIG. 1 is a diagrammatic view in axial section of a turbomachine with unducted propellers; FIG. 2 is a partial schematic perspective view of the upstream propeller of a turbomachine with unducted propellers according to the prior art; FIG. 3 is a partial schematic side view of an upstream propeller blade of a non-ducted propeller turbomachine according to the invention; FIG. 4 is a schematic view from above of a solid part of the head of the propeller turbine; 3 is a view corresponding to FIG. 4 and represents an alternative embodiment of the invention, and FIGS. 6 to 9 are views corresponding to FIG. other variants of the invention. Referring first to FIG. 1 which shows a turbomachine 10 with unducted propellers (in English open rotor or unducted fan) which comprises from upstream to downstream, in the direction of flow of the gases within the turbomachine, a compressor 12, an annular combustion chamber 14, a high-pressure upstream turbine 16, and two downstream turbines 18, 20 low-pressure which are counter-rotating, that is to say that they rotate in two directions opposed around the longitudinal axis A of the turbomachine. Each of these downstream turbines 18, 20 is integral in rotation with an external propeller 22, 24 which extends radially outside the nacelle 26 of the turbomachine, this nacelle 26 being substantially cylindrical and extending along the axis A around the compressor 12, the combustion chamber 14, and the turbines 16, 18 and 20. In a variant, the turbomachine may comprise a single low-pressure turbine which drives a gearbox transmitting a contra-torque. rotating with two external propellers.
Le flux d'air 28 qui pénètre dans le compresseur 12 est comprimé puis est mélangé à du carburant et brûlé dans la chambre de combustion 14, les gaz de combustion étant ensuite injectés dans les turbines pour entraîner en rotation les hélices 22, 24 qui fournissent la majeure partie de la poussée générée par la turbomachine. Les gaz de combustion sortent des turbines et sont enfin expulsés à travers une tuyère 30 pour augmenter cette poussée (flèches 32). Les hélices 22, 24 sont disposées coaxialement l'une derrière l'autre. De façon connue, chacune de ces hélices 22, 24 comporte une pluralité d'aubes qui sont régulièrement réparties autour de l'axe A de la turbomachine, chaque aube s'étendant sensiblement radialement et comportant un bord amont 40 d'attaque, un bord aval 42 de fuite des gaz, qui sont reliés à leurs extrémités radialement externes par un bord longitudinal externe 44 formant la tête de l'aube. Les bords d'attaque et de fuite de l'aube sont reliés à leurs extrémités radialement internes au pied de l'aube. The flow of air 28 which enters the compressor 12 is compressed and is mixed with fuel and burned in the combustion chamber 14, the combustion gases being then injected into the turbines to drive in rotation the propellers 22, 24 which provide most of the thrust generated by the turbomachine. The combustion gases leave the turbines and are finally expelled through a nozzle 30 to increase this thrust (arrows 32). The propellers 22, 24 are arranged coaxially one behind the other. In known manner, each of these propellers 22, 24 comprises a plurality of blades which are regularly distributed around the axis A of the turbomachine, each blade extending substantially radially and having an upstream edge 40 of attack, an edge 42 gas leak, which are connected at their radially outer ends by an outer longitudinal edge 44 forming the head of the blade. The leading and trailing edges of the blade are connected at their radially inner ends to the root of the blade.
L'hélice aval 24 a sensiblement le même diamètre que l'hélice amont 22 de façon à ce que ces hélices fournissent la même poussée en fonctionnement et que la totalité du flux d'air dévié par l'hélice amont soit redressé par l'hélice aval. The downstream propeller 24 has substantially the same diameter as the upstream propeller 22 so that these propellers provide the same thrust in operation and that the entire flow of air deflected by the upstream propeller is rectified by the propeller downstream.
La figure 2 est une vue schématique partielle en perspective de l'hélice amont 22 d'une turbomachine de la technique antérieure, et représente l'évolution des lignes de courant sur une aube de cette hélice. Les lignes de courant 34, 36, 38 passent entre les aubes de l'hélice et suivent plus ou moins le profil de ces aubes, depuis les bords d'attaque 40 jusqu'aux bords de fuite 42 de ces aubes. Les lignes de courant 34, 36 et 38 sur les aubes sont sensiblement parallèles entre elles. Les différences de pression entre les intrados et les extrados des aubes provoquent le passage de lignes de courant depuis l'intrados vers l'extrados, à l'extérieur des têtes d'aube 44. Ces lignes de courant s'enroulent les unes autour des autres et forment des tourbillons 46 à forte cohérence qui sont hachés par les aubes de l'hélice aval 24, ce qui est à l'origine de nuisances sonores très importantes. L'invention permet de remédier à ce problème grâce à une configuration dentelée comportant une alternance de parties pleines et de parties creuses sur les têtes 44 des aubes de l'hélice amont 22, permettant de briser la cohérence des tourbillons en bout d'aube et de générer plusieurs tourbillons de plus faible intensité que dans la technique antérieure, qui sont répartis sur la longueur des têtes d'aube. Dans l'exemple de réalisation de la figure 3, la tête 144 de l'aube comprend six parties pleines 150 en forme de chevron, qui sont séparées les unes des autres par des parties creuses 152 ayant une forme sensiblement complémentaire de celle des chevrons, de façon à ce que la tête d'aube ait un profil en dents de scie. Les parties creuses 152 sont au nombre de cinq. FIG. 2 is a partial schematic view in perspective of the upstream propeller 22 of a turbomachine of the prior art, and represents the evolution of the current lines on a blade of this propeller. The current lines 34, 36, 38 pass between the blades of the helix and follow more or less the profile of these blades, from the leading edges 40 to the trailing edges 42 of these blades. The current lines 34, 36 and 38 on the blades are substantially parallel to each other. The pressure differences between the intrados and the extrados of the blades cause the passage of current lines from the lower surface to the extrados, outside the blade heads 44. These current lines wind around each other. others and form vortices 46 of high coherence which are chopped by the vanes of the downstream propeller 24, which is at the origin of very significant noise. The invention overcomes this problem through a serrated configuration comprising an alternation of solid portions and hollow portions on the heads 44 of the blades of the upstream propeller 22, to break the consistency of vortices at the end of blade and to generate several vortices of lower intensity than in the prior art, which are distributed over the length of the blade heads. In the embodiment of Figure 3, the head 144 of the blade comprises six chevron-shaped solid parts 150, which are separated from each other by hollow portions 152 having a shape substantially complementary to that of the chevrons, so that the blade head has a sawtooth profile. The hollow portions 152 are five in number.
Les parties pleines 150 sont disposées les unes derrière les autres et sont sensiblement alignées axialement le long de la coupe longitudinale en tête. Dans l'exemple représenté, les parties pleines 150 ont une forme générale en pointe qui est inclinée d'amont en aval vers l'extérieur. Chaque partie pleine 150 a une forme sensiblement triangulaire dont le sommet 160 est orienté radialement vers l'extérieur. Cette partie pleine comporte un bord amont 154 incliné par rapport à un rayon 156 à l'axe de la turbomachine, d'un angle a compris entre 30 et 60° environ. Le bord aval 158 de la partie pleine est incliné d'un angle 13 compris entre 160 et 180° par rapport à un rayon 156. Les parties pleines ont par exemple une hauteur ou dimension radiale L représentant environ 10% de la dimension axiale ou de la corde de l'aube sur laquelle elles sont formées. The solid portions 150 are arranged one behind the other and are substantially aligned axially along the longitudinal section at the head. In the example shown, the solid parts 150 have a generally pointed shape which is inclined from upstream to downstream outwards. Each solid portion 150 has a substantially triangular shape whose apex 160 is oriented radially outwardly. This solid part has an upstream edge 154 inclined with respect to a radius 156 to the axis of the turbomachine, with an angle of between 30 and 60 ° approximately. The downstream edge 158 of the solid part is inclined at an angle 13 of between 160 and 180 ° with respect to a radius 156. The solid parts have for example a height or radial dimension L representing approximately 10% of the axial dimension or the rope of dawn on which they are formed.
Les parties pleines 150 peuvent être planes et s'étendre dans un même plan passant sensiblement par l'axe de la turbomachine (figure 4). Ce plan peut être incliné par rapport à l'axe de la turbomachine dans le cas où les aubes de l'hélice amont 122 sont vrillées. Dans la variante de la figure 5, chaque partie pleine 150' est vrillée autour d'un axe parallèle à un rayon 156, d'un angle y compris entre 20 et 70° environ par rapport à l'axe de la turbomachine. Cette configuration particulière des parties pleines 150' permet notamment de modifier la direction de l'écoulement des lignes de courant depuis l'intrados jusqu'à l'extrados des aubes, à l'extérieur de leurs têtes. The solid portions 150 may be flat and extend in the same plane passing substantially through the axis of the turbomachine (Figure 4). This plane may be inclined relative to the axis of the turbomachine in the case where the vanes of the upstream propeller 122 are twisted. In the variant of Figure 5, each solid portion 150 'is twisted about an axis parallel to a radius 156, an angle y between 20 and 70 ° relative to the axis of the turbomachine. This particular configuration of the solid parts 150 'makes it possible in particular to modify the direction of flow of the streamlines from the intrados to the extrados of the blades, outside their heads.
Dans la variante de réalisation de la figure 6, la tête 244 de l'aube diffère de celle de la figure 3 en ce que les bords aval 258 de ses parties pleines 250 sont inclinés d'un angle r3 compris entre 120 et 150° par rapport à un rayon 256 à l'axe de la turbomachine. Cet angle 13 est déterminé de façon à ce que le bord aval de chaque partie pleine soit sensiblement symétrique au bord amont de cette partie pleine par rapport à un plan transversal sensiblement perpendiculaire à l'axe de la turbomachine et passant par son sommet 260. Les parties pleines 250 forment dans ce cas des pointes qui sont orientées radialement vers l'extérieur. La variante de la figure 7 diffère de celle de la figure 6 en ce que les bords amont 354 des parties pleines 350 sont inclinés d'un angle a compris entre 0 et 30° environ par rapport à un rayon 356 à l'axe de la turbomachine. Dans l'exemple représenté, cet angle a est égal à 0° et les bords amont 354 des parties pleines 350 sont parallèles entre eux et au rayon 356. Les parties pleines 350 forment donc dans ce cas des pointes orientées d'amont en aval vers l'extérieur. In the variant embodiment of FIG. 6, the head 244 of the blade differs from that of FIG. 3 in that the downstream edges 258 of its solid portions 250 are inclined at an angle r3 between 120 and 150 ° by relative to a radius 256 to the axis of the turbomachine. This angle 13 is determined so that the downstream edge of each solid portion is substantially symmetrical to the upstream edge of this solid portion relative to a transverse plane substantially perpendicular to the axis of the turbomachine and passing through its apex 260. In this case, solid parts 250 form tips which are oriented radially outwards. The variant of FIG. 7 differs from that of FIG. 6 in that the upstream edges 354 of the solid portions 350 are inclined at an angle α of between approximately 0 and 30 ° with respect to a radius 356 at the axis of the turbine engine. In the example shown, this angle a is equal to 0 ° and the upstream edges 354 of the solid parts 350 are parallel to each other and to the radius 356. The solid parts 350 thus form in this case upstream-downstream oriented spikes towards outside.
Dans la variante de réalisation de la figure 8, la tête 444 de l'aube comprend un bord externe festonné formé d'une alternance de parties pleines 450 et de parties creuses 452 de forme arrondie, les parties pleines 450 formant des festons. Cette variante diffère de celle de la figure 6 en ce que les pointes 460 des parties pleines 450 et les fonds des parties creuses, sont arrondis. Dans la variante de la figure 9, la tête d'aube 544 est crénelée et comprend quatre parties pleines formant des dents ou des créneaux de forme sensiblement carrée ou rectangulaire. Les bords amont 554 et aval 558 des parties pleines sont ici sensiblement parallèles entre eux et à un rayon à l'axe de la turbomachine. Les sommets 560 des parties pleines et les fonds 562 des parties creuses sont formés par de petits bords longitudinaux parallèles. Dans encore une autre variante non représentée, la forme et/ou les dimensions des parties pleines peuvent évoluer le long de la dimension axiale ou de la corde de l'aube de l'hélice amont. Elles peuvent par exemple avoir une hauteur croissante ou décroissante d'amont en aval. Les parties pleines et creuses des aubes de l'hélice amont peuvent être formées directement sur les têtes des aubes, pendant la fabrication de ces aubes (de fonderie par exemple) ou après la fabrication des aubes (par usinage par exemple). Elles peuvent en outre être formées par des inserts In the embodiment of Figure 8, the head 444 of the blade comprises a scalloped outer edge formed of an alternation of solid portions 450 and hollow portions 452 of rounded shape, the solid portions 450 forming festoons. This variant differs from that of FIG. 6 in that the tips 460 of the solid portions 450 and the bottoms of the hollow portions are rounded. In the variant of Figure 9, the blade head 544 is crenellated and comprises four solid portions forming teeth or slots of substantially square or rectangular shape. The upstream edges 554 and downstream 558 of the solid parts are here substantially parallel to each other and to a radius at the axis of the turbomachine. The vertices 560 of the solid portions and the bottoms 562 of the hollow portions are formed by small parallel longitudinal edges. In yet another variant not shown, the shape and / or the dimensions of the solid parts can evolve along the axial dimension or the rope of the blade of the upstream propeller. For example, they may have an increasing or decreasing height from upstream to downstream. The solid and hollow parts of the blades of the upstream propeller can be formed directly on the blade heads, during the manufacture of these blades (foundry for example) or after the manufacture of the blades (by machining for example). They can also be formed by inserts
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