Brevet FR3130879A1 — publié le 20230623

L’invention concerne un sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprenant un conduit annulaire (36) s’étendant de manière concentrique autour d’un axe longitudinal et dans lequel un flux d’air s’écoule d’amont en aval, le conduit annulaire comprenant une portion de conduit (28) définissant un col de cygne ayant une section d’entrée amont et une section de sortie aval. Une pluralité de bras (B1,B2) radiaux s’étendent circonférentiellement dans la portion de conduit (28). Une ou plusieurs parois intermédiaires (P1,P2) s’étendent entre deux bras circonférentiellement adjacents (B1, B2) qui forment une paire de bras circonférentiellement adjacents parmi la pluralité de bras circonférentiellement adjacents, de manière à séparer localement entre les deux bras de la paire de bras la portion de conduit annulaire (28) en une portion radialement interne (Ci) et une portion radialement externe(Ce) plus éloignée de l'axe longitudinal que la portion radialement interne. Figure pour l’abrégé : Fig. 3B SOUS-ENSEMBLE DE TURBOMACHINE COMPORTANT UN COL DE CYGNE A CONFIGURATION AMELIOREE ET TURBOMACHINE COMPORTANT UN TEL SOUS-ENSEMBLE Le présent exposé concerne un sous-ensemble de turbomachine d’aéronef à col de cygne et une turbomachine comprenant un tel sous-ensemble. On connaît des turbomachines d’aéronef telles que des turboréacteurs d’aéronef dont l’architecture interne comprend successivement, d’amont en aval dans le sens de circulation d’une veine d’air primaire qui provient de l’entrée d’air du turboréacteur, un carter basse pression renfermant notamment un compresseur et une turbine basse pression, un carter intermédiaire et un carter haute pression renfermant notamment un compresseur et une turbine haute pression. Ces trois carters sont globalement alignés suivant une direction longitudinale qui est donnée par un axe longitudinal du turboréacteur. Ces carters sont configurés de manière à définir un conduit annulaire interne qui s’étend de manière concentrique autour de l’axe longitudinal du turboréacteur, depuis le carter basse pression jusqu’au carter haute pression. La veine d’air primaire s’écoule à l’intérieur du conduit annulaire de l’amont vers l’aval de ce conduit. La portion de conduit annulaire qui est définie par le carter intermédiaire comporte un col de cygne ou une forme en S (vue en section longitudinale) qui définit, pour la veine d’air primaire circulant dans le conduit annulaire, une zone de transition entre les carters basse pression et haute pression. Un tel col de cygne est caractérisé par plusieurs paramètres géométriques dont la pente du col de cygne (déviation radiale entre la section d’entrée amont du col de cygne et la section de sortie aval de ce dernier), la hauteur du col de cygne (capacité à assurer la déviation radiale précitée) et la diffusion du col de cygne, à savoir le ralentissement intrinsèque lié à la géométrie du col de cygne et qui est imposé à l’écoulement d’air. La criticité du col de cygne est d’autant plus grande que sa pente est forte et sa hauteur est grande. Dans un tel cas, le guidage de l’écoulement d’air dans le col de cygne est difficile et les risques de décollement aérodynamique de la veine d’air sont élevés. A contrario, la criticité du col de cygne est faible lorsque la pente et la hauteur du col de cygne sont faibles dans la mesure où l’écoulement d’air est alors assez naturellement guidé par cette géométrie de col de cygne. Lorsque la pente du col de cygne est forte et sa hauteur est faible, l’écoulement d’air doit être fortement guidé mais la proximité des parois délimitant le col de cygne facilite ce guidage. Lorsque la pente du col de cygne est faible et sa hauteur est forte, l’écoulement d’air n’a pas besoin d’être fortement guidé et cet écoulement est naturellement guidé par cette géométrie de col de cygne. Certaines architectures internes de turboréacteur d’aéronef imposent une géométrie de col de cygne à forte pente (col de cygne fortement contraint), ce qui augmente la criticité du col de cygne du point de vue aérodynamique. Afin de réduire la criticité du col de cygne, il est généralement envisagé de modifier l’une des caractéristiques géométriques de ce dernier. La modification géométrique la plus simple consiste à augmenter la longueur (dimension longitudinale) du col de cygne pour en diminuer la pente en vue de réduire sa criticité. Toutefois, une telle modification géométrique a un impact significatif sur la masse embarquée. Il serait donc intéressant de concevoir une nouvelle configuration de col de cygne de sous-ensemble de turbomachine d’aéronef permettant de limiter la criticité du col de cygne, notamment sans impacter de manière considérable la masse embarquée. La présente invention a ainsi pour objet un sous-ensemble de turbomachine comprenant un conduit annulaire qui s’étend de manière concentrique autour d’un axe longitudinal XX’ et dans lequel un flux d’air s’écoule d’amont en aval, le conduit annulaire comprenant au moins une portion de conduit qui définit un col de cygne ayant une section d’entrée amont et une section de sortie aval , le sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprenant, dans ladite au moins une portion de conduit, une pluralité de bras qui s’étendent selon une répartition circonférentielle relativement à l’axe longitudinal XX’ de manière espacée les uns par rapport aux autres, chacun suivant une extension radiale et axiale, caractérisé en ce que le sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprend une ou plusieurs parois intermédiaires s’étendant entre deux bras circonférentiellement adjacents qui forment une paire de bras circonférentiellement adjacents parmi la pluralité de bras circonférentiellement adjacents de manière à séparer localement entre les deux bras de la paire de bras ladite au moins une portion de conduit annulaire en une portion radialement interne et une portion radialement externe plus éloignée de l'axe longitudinal XX’ que la portion radialement interne. L’adjonction d’une ou de plusieurs parois intermédiaires entre au moins deux bras circonférentiellement adjacents du col de cygne permet de transformer localement le flux d’air ou veine d’air en deux flux d’air ou veines d’air chacun de hauteur réduite par rapport à la hauteur du flux/veine d’air. Le flux d’air est donc mieux guidé dans le col de cygne ainsi configuré et la criticité du col de cygne est ainsi limitée. Un tel agencement permet de réduire significativement la hauteur du flux/veine d’air et donc d’éviter les risques de décollement d’écoulement. Par ailleurs, un tel agencement permet également d’avoir un col de cygne à forte pente et à relativement faible extension longitudinale ou axiale, c’est-à-dire relativement court axialement (pour limiter la masse embarquée dans le sous-ensemble de turbomachine), tout en limitant considérablement la criticité du col de cygne. Selon d’autres caractéristiques possibles: - la section de sortie aval du col de cygne est plus proche de l’axe longitudinal que la section d’entrée amont ; -la paroi intermédiaire qui s’étend entre les deux bras circonférentiellement adjacents est centrée axialement relativement à l’extension axiale des deux bras; -la paroi intermédiaire qui s’étend entre les deux bras circonférentiellement adjacents est décalée axialement vers l’amont par rapport à une position centrée relativement à l’extension axiale des deux bras; -le sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprend des moyens de modification d’une inclinaison de la ou des parois intermédiaires relativement à ladite au moins une portion de conduit annulaire -la paroi intermédiaire qui s’étend entre les deux bras circonférentiellement adjacents présente, suivant une vue radiale, une forme générale en Y dont la branche commune du Y est disposée contre un premier des deux bras circonférentiellement adjacents et les deux branches du Y sont disposées contre le deuxième des deux bras; -la paroi intermédiaire qui s’étend entre les deux bras circonférentiellement adjacents présente, suivant une vue en section transversale relativement à l’axe longitudinal XX’, une forme générale en Y dont la branche commune du Y est disposée contre le premier bras et les deux branches d’extrémité du Y disposées contre le deuxième bras sont chacune dédoublées de manière à former chacune deux sous-branches d’extrémité conférant la forme en Y suivant cette section transversale; -lorsque le sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprend plusieurs parois intermédiaires entre les deux bras circonférentiellement adjacents, les parois intermédiaires sont réparties axialement suivant l’extension axiale des deux bras; -le sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprend, d’une part, une paroi intermédiaire amont disposée entre les deux bras au niveau d’un bord dit d’attaque de chacun des deux bras et, d’autre part, une paroi intermédiaire aval disposée entre les deux bras au niveau d’un bord opposé dit de fuite de chacun des deux bras; -le sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprend une série de parois intermédiaires qui s’étendent axialement de manière successive entre un bord dit d’attaque de chacun des deux bras et un bord dit de fuite de chacun des deux bras; -la série de parois intermédiaires est configurée axialement de manière à ce qu’une première paroi intermédiaire de la série de parois intermédiaires soit disposée au niveau du bord d’attaque de chacun des deux bras et à ce qu’une dernière paroi intermédiaire de la série de parois intermédiaires soit disposée en amont du bord de fuite de chacun des deux bras ou à ce bord de fuite; -chacune des parois intermédiaires a une position radiale qui est différente selon la position axiale qu’elle occupe relativement à l’extension axiale des deux bras circonférentiellement adjacents suivant l’axe longitudinal XX’; -le sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprend, pour chacune d’une ou de plusieurs autres paires de bras circonférentiellement adjacents de la pluralité de bras circonférentiellement adjacents, une ou plusieurs parois intermédiaires s’étendant entre les deux bras circonférentiellement adjacents de la paire ou des autres paires de bras circonférentiellement adjacents de manière à séparer localement entre les deux bras de la paire ou de chacune des autres paires de bras ladite au moins une portion de conduit annulaire en une portion radialement interne et une portion radialement externe plus éloignée de l'axe longitudinal XX’ que la portion radialement interne; -les bras circonférentiellement adjacents n’ont pas de fonction de redressement du flux d’air s’écoulant dans le conduit annulaire; -le sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprend au moins deux portions de conduit définissant chacune un col de cygne et qui sont espacées l’une de l’autre suivant l’axe longitudinal XX’. L’invention a également pour objet une turbomachine d’aéronef comprenant un sous-ensemble de turbomachine d’aéronef tel que brièvement exposé ci-dessus. D'autres caractéristiques et avantages de l'objet du présent exposé ressortiront de la description suivante de modes de réalisation, donnés à titre d'exemples non limitatifs, en référence aux figures annexées. La est une vue schématique en section longitudinale d’un mode de réalisation d’un turboréacteur selon l’invention; La est une vue schématique partielle agrandie en section longitudinale de la portion de conduit annulaire définissant le col de cygne de la ; La est une vue schématique en perspective avant d’un carter intermédiaire du cœur de réacteur de la qui intègre un col de cygne; La est une vue schématique partielle agrandie d’une région interne du carter de la intégrant une paroi intermédiaire entre deux bras consécutifs ; La est une vue très schématique montrant en section longitudinale la position axiale centrée de la paroi intermédiaire de la ; La est une vue schématique d’une variante de réalisation de l’agencement de la ; La est une vue schématique similaire à celle des figures 3C et 4 montrant un autre mode de réalisation avec deux parois intermédiaires, une en amont et une en aval ; La est une vue schématique similaire à celle de la et montrant une variante avec une série de parois intermédiaires ; La est une vue schématique montrant une variation possible dans le sens descendant d’une inclinaison d’une paroi intermédiaire ; La est une vue schématique montrant une variation possible dans le sens ascendant d’une inclinaison d’une paroi intermédiaire ; La est une vue schématique suivant une vue radiale de parois intermédiaires en forme générale de Y entre deux bras consécutifs; La est une vue schématique suivant une vue en section transversale de parois intermédiaires en forme générale de Y entre deux bras consécutifs ; La est une vue schématique en demi-section longitudinale d’un autre mode de réalisation d’un turboréacteur selon l’invention. Sous-ensemble de turbomachine d’aéronef (10) comprenant un conduit annulaire (36) qui s’étend de manière concentrique autour d’un axe longitudinal (XX’) et dans lequel un flux d’air s’écoule d’amont en aval, le conduit annulaire comprenant au moins une portion de conduit (28) qui définit un col de cygne ayant une section d’entrée amont (Se) et une section de sortie aval (Ss) , le sous-ensemble de turbomachine comprenant, dans ladite au moins une portion de conduit (28), une pluralité de bras (B1-B8) qui s’étendent selon une répartition circonférentielle relativement à l’axe longitudinal (XX’) de manière espacée les uns par rapport aux autres, chacun suivant une extension radiale et axiale, caractérisé en ce que le sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprend une ou plusieurs parois intermédiaires (P;P1-P8; P1’; P1’’; P1’’’; P1’’’’; Y1-Y8) s’étendant entre deux bras circonférentiellement adjacents qui forment une paire de bras circonférentiellement adjacents parmi la pluralité de bras circonférentiellement adjacents, de manière à séparer localement entre les deux bras de la paire de bras ladite au moins une portion de conduit annulaire (28) en une portion radialement interne (Ci) et une portion radialement externe(Ce) plus éloignée de l'axe longitudinal (XX’) que la portion radialement interne. Sous-ensemble de turbomachine d’aéronef selon la revendication 1, dans lequel la section de sortie aval (Ss) du col de cygne est plus proche de l’axe longitudinal (XX’) que la section d’entrée amont (Se). Sous-ensemble de turbomachine d’aéronef selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la paroi intermédiaire (P1) qui s’étend entre les deux bras circonférentiellement adjacents est centrée axialement relativement à l’extension axiale des deux bras. Sous-ensemble de turbomachine d’aéronef selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la paroi intermédiaire (P1’) qui s’étend entre les deux bras circonférentiellement adjacents est décalée axialement vers l’amont par rapport à une position centrée relativement à l’extension axiale des deux bras. Sous-ensemble de turbomachine d’aéronef selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel le sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprend des moyens de modification d’une inclinaison de la ou des parois intermédiaires (P1’’’’) relativement à ladite au moins une portion de conduit annulaire. Sous-ensemble de turbomachine d’aéronef selon l’une des revendications 3 à 5, dans lequel la paroi intermédiaire (Y1-Y8) qui s’étend entre les deux bras circonférentiellement adjacents (B1’, B2’, B3’) présente, suivant une vue radiale, une forme générale en Y dont la branche commune du Y (Y1a, Y2a) est disposée contre un premier des deux bras circonférentiellement adjacents et les deux branches du Y (Y1b-Y1c, Y2b-Y2c) sont disposées contre le deuxième des deux bras. Sous-ensemble de turbomachine d’aéronef selon l’une des revendications 3 à 6, dans lequel la paroi intermédiaire (Y1-Y8) qui s’étend entre les deux bras circonférentiellement adjacents présente, suivant une vue en section transversale relativement à l’axe longitudinal XX’, une forme générale en Y dont la branche commune du Y (Y1a, Y2a) est disposée contre le premier bras et les deux branches d’extrémité du Y disposées contre le deuxième bras sont chacune dédoublées de manière à former chacune deux sous-branches d’extrémité (Y1c1-Y1c2, Y2c1-Y2c2) conférant la forme en Y suivant cette section transversale. Sous-ensemble de turbomachine d’aéronef selon la revendication 1 ou 2, dans lequel, lorsque le sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprend plusieurs parois intermédiaires entre les deux bras circonférentiellement adjacents, les parois intermédiaires sont réparties axialement suivant l’extension axiale des deux bras. Sous-ensemble de turbomachine d’aéronef selon la revendication 8, dans lequel le sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprend, d’une part, une paroi intermédiaire amont (P1’’)) disposée entre les deux bras au niveau d’un bord dit d’attaque (ba) de chacun des deux bras et, d’autre part, une paroi intermédiaire aval (P2’’) disposée entre les deux bras au niveau d’un bord opposé dit de fuite (bf) de chacun des deux bras. Sous-ensemble de turbomachine d’aéronef selon la revendication 8, dans lequel le sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprend une série de parois intermédiaires (P1’’’-P5’’’) qui s’étendent axialement de manière successive entre un bord dit d’attaque (ba) de chacun des deux bras et un bord dit de fuite (bf) chacun des deux bras. Sous-ensemble de turbomachine d’aéronef selon la revendication 10, dans lequel la série de parois intermédiaires (P1’’’-P5’’’) est configurée axialement de manière à ce qu’une première paroi intermédiaire (P1’’’) de la série de parois intermédiaires soit disposée au niveau du bord d’attaque (ba) de chacun des deux bras et à ce qu’une dernière paroi intermédiaire (P5’’’) de la série de parois intermédiaires soit disposée en amont du bord de fuite (bf) de chacun des deux bras ou à ce bord de fuite. Sous-ensemble de turbomachine d’aéronef selon l’une des revendications 8 à 11, dans lequel chacune des parois intermédiaires a une position radiale qui est différente selon la position axiale qu’elle occupe relativement à l’extension axiale des deux bras circonférentiellement adjacents suivant l’axe longitudinal XX’. Sous-ensemble de turbomachine d’aéronef selon l’une des revendications 1 à 12, dans lequel le sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprend, pour chacune d’une ou de plusieurs autres paires de bras circonférentiellement adjacents de la pluralité de bras circonférentiellement adjacents, une ou plusieurs parois intermédiaires s’étendant entre les deux bras circonférentiellement adjacents de la paire ou des autres paires de bras circonférentiellement adjacents, de manière à séparer localement entre les deux bras de la paire de bras ou de chacune des autres paires de bras ladite au moins une portion de conduit annulaire en une portion radialement interne et une portion radialement externe plus éloignée de l'axe longitudinal (XX’) que la portion radialement interne. Sous-ensemble de turbomachine d’aéronef selon l’une des revendications 1 à 13, dans lequel les bras circonférentiellement adjacents n’ont pas de fonction de redressement du flux d’air s’écoulant dans le conduit annulaire. Sous-ensemble de turbomachine d’aéronef selon l’une des revendications 1 à 14, dans lequel le sous-ensemble de turbomachine d’aéronef comprend au moins deux portions de conduit définissant chacune un col de cygne et qui sont espacées l’une de l’autre suivant l’axe longitudinal (XX’). Turbomachine d’aéronef comprenant un sous-ensemble de turbomachine d’aéronef selon l’une des revendications 1 à 15.