Brevet FR3131600A1 — publié le 20230707

L’ensemble (1) propulsif pour un aéronef comporte une nacelle (3) entourant une turbomachine (2) à plusieurs flux qui comporte un générateur (4) de gaz, une hélice (16) accélérant un flux d’air (FO) dans la nacelle (3), un élément annulaire (18) entre le générateur (4) et la nacelle (3) définissant une première (20) et une deuxième veine (21), comportant un bec (19) séparant le flux (F0) en un flux d’air (F1) dans la première veine (20) et en un flux d’air (F2) dans la seconde veine (21), l’ensemble (1) comportant un aubage (22) de stator monté entre le bec (19) et l’hélice (16), et un aubage (24) de stator entre le générateur (4) et l’élément annulaire (18), monté entre le bec (19) et un aubage de rotor d’un compresseur (8) du générateur (4), ou entre l’élément annulaire (18) et la nacelle (3). Figure pour l'abrégé : Figure 7 ENSEMBLE PROPULSIF POUR UN AÉRONEF Domaine technique de l'invention La présente invention concerne le domaine général de l’aéronautique. Elle vise plus particulièrement un ensemble propulsif pour un aéronef comportant une turbomachine à plusieurs flux et une nacelle. L’invention concerne également un aéronef comportant un tel ensemble propulsif. Arrière-plan technique De manière conventionnelle, un ensemble propulsif comprend une nacelle entourant une turbomachine qui permet de générer la poussée nécessaire à la propulsion d’un aéronef, qu’il s’agisse d’un avion de ligne ou de chasse, etc. Dans ce but, la turbomachine comprend successivement au moins un compresseur qui compresse un flux d’air entrant dans la nacelle, une chambre de combustion dans laquelle l’air compressé préalablement est mélangé à du carburant puis enflammé afin de générer un flux de gaz chaud propulsif, et au moins une turbine qui est mise en rotation par ce flux de gaz chaud, la turbine étant connectée par un arbre au compresseur. Ces éléments forment le moteur également appelé générateur de gaz. Le flux de gaz chaud s’échappe ensuite par une tuyère en sortie de la turbomachine. Un aubage de rotor également appelé soufflante est généralement monté en amont du générateur de gaz de manière à accélérer le flux d’air primaire. Il existe également des turbomachines à plusieurs flux dans lesquelles un séparateur annulaire est monté entre la nacelle et le générateur de gaz de manière à séparer le flux entrant dans la nacelle en un flux d’air primaire s’écoulant dans le générateur de gaz et un flux d’air secondaire froid qui circule dans la veine formée par l’espace entre la nacelle et le séparateur. Ces turbomachines présentent comme principal avantage d’être moins consommatrices de carburant et moins bruyantes. L’utilisation des turbomachines à plusieurs flux est caractérisée par leur taux de dilution qui correspond au rapport de la masse du flux secondaire/tertiaire sur la masse du flux primaire. Ce taux de dilution peut également varier en fonction des phases de vol de l’aéronef, notamment dans les turbomachines à cycle variable. Néanmoins, des variations du taux de dilution peuvent conduire à des pertes de flux secondaire/tertiaire donc à des baisses d’efficacité et d’opérabilité de la turbomachine. La présente invention a pour but de pallier cet inconvénient en proposant une architecture permettant à la fois le redressement des flux d’air entrant dans la turbomachine et la minimisation de l’impact des changements de taux de dilution sur le générateur de gaz. À cet effet, l'invention concerne un ensemble propulsif pour un aéronef, cet ensemble propulsif comportant une turbomachine à plusieurs flux et une nacelle qui entoure la turbomachine, ladite turbomachine comportant : - un générateur de gaz comprenant au moins un compresseur, une chambre de combustion et une turbine, ledit générateur de gaz étant agencé le long d’un axe longitudinal, - au moins une première hélice montée à l’intérieur de la nacelle et autour de l’axe longitudinal et configurée pour accélérer un flux d’entrée d’air entrant dans la nacelle, - au moins un élément annulaire agencé radialement entre le générateur de gaz et la nacelle et définissant une première veine annulaire interne d’alimentation du générateur de gaz, et une deuxième veine annulaire externe avec la nacelle, ledit élément annulaire comportant en amont un premier bec de séparation annulaire qui est configuré pour séparer ledit flux d’entrée d’air en un premier flux d’air s’écoulant dans ladite première veine et en un second flux d’air s’écoulant dans ladite seconde veine annulaire externe, L’ensemble propulsif étant caractérisé en ce qu’il comporte en outre : - un premier aubage de stator s’étendant radialement entre un carter du générateur de gaz et la nacelle, en amont du premier bec de séparation annulaire et en aval de ladite première hélice, et - un second aubage de stator s’étendant radialement entre un carter du générateur de gaz et l’élément annulaire, en aval dudit premier bec de séparation et en amont d’un premier aubage de rotor dudit au moins un compresseur du générateur de gaz, et/ou entre l’élément annulaire et la nacelle, en aval dudit premier bec de séparation annulaire, et en ce qu’au moins un desdits premier et second aubage de stator est à calage variable ou comprend une portion à calage variable. Ainsi, grâce à l’invention, le redressement des flux d’air entrant dans la nacelle est effectué en amont du séparateur de sorte que les aubages présents dans les veines ont seulement pour fonction de protéger la turbomachine des changements du taux de dilution. Une telle architecture permet de simplifier la construction et le montage des différents aubages présents dans des espaces limités tels que les veines. Elle permet également plus de liberté sur le positionnement de l’aubage de stator variable (qui est entièrement à calage variable, ou qui comprend seulement une portion à calage variable et donc une autre portion fixe) en fonction de la place disponible. Par exemple, l’espace disponible est souvent très restreint au niveau du premier bec de séparation (car l’épaisseur disponible dans cette zone est plus faible forcément), donc il peut être plus intéressant de le mettre dans la nacelle. L’ensemble propulsif peut également présenter une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises seules ou en combinaison les unes avec les autres : - le premier aubage de stator est à calage variable, - ladite deuxième veine annulaire externe est dépourvue d’aubage de stator depuis ledit premier bec de séparation annulaire jusqu’à un plan perpendiculaire audit axe longitudinal et passant sensiblement par un premier aubage de stator dudit au moins un compresseur du générateur de gaz, -- notamment dans la configuration qui précède, lorsque le premier aubage de stator est à calage variable, le second aubage de stator peut être entièrement fixe et ne pas être à calage variable ; dans cette configuration en effet, il n’est pas forcément nécessaire d’avoir deux aubages de stator consécutifs à calage variable, - ladite deuxième veine annulaire externe comprend un troisième aubage de stator en aval dudit premier bec de séparation annulaire, -- notamment dans la configuration qui précède, lorsque le premier aubage de stator est à calage variable et que le second aubage de stator est entièrement fixe, le troisième aubage de stator peut comprendre une portion à calage variable et donc une portion fixe ; dans cette configuration également, il n’est pas forcément nécessaire d’avoir deux aubages de stator consécutifs à calage variable, - le troisième aubage de stator est situé en aval ou au droit des bords d’attaque des pales dudit second aubage de stator, et en amont ou au droit des bords d’attaque des pales dudit premier aubage de rotor dudit au moins un compresseur du générateur de gaz, - le second aubage de stator s’étend radialement entre l’élément annulaire et la nacelle, et ladite première veine annulaire interne est dépourvue d’aubage de stator en amont d’un premier aubage de rotor dudit au moins un compresseur du générateur de gaz, -- notamment dans la configuration qui précède, le second aubage de stator est de préférence à calage variable, - le second aubage de stator est situé en aval ou au droit des bords d’attaque des pales dudit premier aubage de rotor dudit au moins un compresseur du générateur de gaz, et en amont ou au droit des bords de fuite des pales d’un premier aubage de stator dudit au moins un compresseur, - le premier aubage de stator et/ou ledit second aubage de stator comprend des pales dont une portion amont comporte un bord d’attaque mobile en rotation autour d’un axe sensiblement radial, et dont une portion aval comporte un bord de fuite fixe, -- le premier aubage de stator et/ou le second aubage de stator comprend des pales dont une portion aval comporte un bord de fuite mobile en rotation autour d’un axe sensiblement radial, et une portion amont comporte un bord de fuite fixe, et - ladite au moins une première hélice et ledit premier aubage de rotor sont reliés à un même arbre, de préférence par l’intermédiaire d’un réducteur mécanique de vitesse. La présente invention concerne également un aéronef, en particulier un avion de transport, comportant un ensemble propulsif tel que celui susmentionné. Brève description des figures D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaitront au cours de la lecture de la description détaillée qui va suivre pour la compréhension de laquelle on se reportera aux dessins annexés dans lesquels : la montre une coupe schématique longitudinale d’un ensemble propulsif comprenant une turbomachine double flux ; la représente une double coupe schématique longitudinale d’un ensemble propulsif de type civil comprenant une turbomachine double flux ; la représente une double coupe schématique longitudinale d’un ensemble propulsif, comprenant une turbomachine double flux ; la représente une double coupe schématique longitudinale d’un ensemble propulsif comprenant une turbomachine à plusieurs flux ; la représente une double coupe schématique longitudinale d’un ensemble propulsif selon un premier mode de réalisation de l’invention ; la représente une double coupe schématique longitudinale d’un ensemble propulsif selon une variante à ce premier mode de réalisation de l’invention ; la représente une double coupe schématique longitudinale d’un ensemble propulsif selon un deuxième mode de réalisation de l’invention ; la représente une double coupe schématique longitudinale d’un ensemble propulsif selon une variante du deuxième mode de réalisation de l’invention ; et la représente une coupe schématique radiale d’un aubage de stator à calage variable selon le deuxième mode de réalisation de l’invention. Ensemble propulsif pour un aéronef, cet ensemble (1) propulsif comportant une turbomachine (2) à plusieurs flux et une nacelle (3) qui entoure la turbomachine (2), ladite turbomachine (2) comportant : - un générateur de gaz (4) comprenant au moins un compresseur (8), une chambre de combustion et une turbine (7), ledit générateur de gaz (4) étant agencé le long d’un axe longitudinal (X-X), - au moins une première hélice (16) montée à l’intérieur de la nacelle (3) et autour de l’axe longitudinal (X-X) et configurée pour accélérer un flux d’entrée d’air (FO) entrant dans la nacelle (3), - au moins un élément annulaire (18) agencé radialement entre le générateur de gaz (4) et la nacelle (3) et définissant une première veine (20) annulaire interne d’alimentation du générateur de gaz (4), et une deuxième veine (21) annulaire externe avec la nacelle (3), ledit élément annulaire (18) comportant en amont un premier bec (19) de séparation annulaire qui est configuré pour séparer ledit flux d’entrée d’air (F0) en un premier flux d’air (F1) s’écoulant dans ladite première veine (20) et en un second flux d’air (F2) s’écoulant dans ladite seconde veine (21) annulaire externe, caractérisé en ce qu’il comporte en outre : - un premier aubage (22) de stator s’étendant radialement entre un carter (5B) du générateur de gaz (4) et la nacelle (3), en amont du premier bec (19) de séparation annulaire et en aval de ladite première hélice (16), et - un second aubage (24) de stator s’étendant radialement entre l’élément annulaire (18) et la nacelle (3), en aval dudit premier bec (19) de séparation annulaire, ce second aubage (24) de stator étant à calage variable ou comprenant une portion à calage variable, et ce second aubage (24) de stator étant situé directement en aval dudit premier aubage (22) de stator, et en ce qu’un premier aubage de rotor (9) dudit au moins un compresseur (8) s’étend radialement entre un carter (5B) du générateur de gaz (4) et l’élément annulaire (18), directement en aval dudit premier bec (19) de séparation. Ensemble (1) propulsif selon la revendication 1, dans lequel ledit second aubage (24) de stator s’étend radialement entre le générateur de gaz (4) et l’élément annulaire (18), et ladite deuxième veine (21) annulaire externe est dépourvue d’aubage de stator depuis ledit premier bec (19) de séparation annulaire jusqu’à un plan perpendiculaire (P) audit axe longitudinal (X-X) et passant sensiblement par un premier aubage (10) de stator dudit au moins un compresseur (8) du générateur de gaz (4). Ensemble (1) propulsif selon la revendication 1, dans lequel ledit second aubage (24) de stator s’étend radialement entre le générateur de gaz (4) et l’élément annulaire (18), et ladite deuxième veine (21) annulaire externe comprend un troisième aubage (26) de stator en aval dudit premier bec (19) de séparation annulaire. Ensemble (1) propulsif selon la revendication précédente, dans lequel ledit troisième aubage (26) de stator est situé en aval ou au droit des bords d’attaque (25C) des pales (25) dudit second aubage (24) de stator, et en amont ou au droit des bords d’attaque (9A) des pales dudit premier aubage (9) de rotor dudit au moins un compresseur (8) du générateur de gaz (4). Ensemble (1) propulsif selon la revendication 1, dans lequel ledit second aubage (24) de stator s’étend radialement entre l’élément annulaire (18) et la nacelle (3), et ladite première veine (20) annulaire interne est dépourvue d’aubage de stator en amont d’un premier aubage (9) de rotor dudit au moins un compresseur (8) du générateur de gaz (4). Ensemble (1) propulsif selon la revendication précédente, dans lequel ledit second aubage (24) de stator est situé en aval ou au droit des bords d’attaque (9A) des pales dudit premier aubage de rotor (9) dudit au moins un compresseur (8) du générateur de gaz (4), et en amont ou au droit des bords de fuite (10B) des pales d’un premier aubage de stator (10) dudit au moins un compresseur (8). Ensemble (1) propulsif selon la revendication 5 ou 6, dans lequel ledit premier aubage (22) de stator et/ou ledit second aubage (24) de stator comprend des pales (23, 25) dont une portion amont (28) comportant un bord d’attaque (23C, 25C) est mobile en rotation autour d’un axe sensiblement radial, et dont une portion aval (29) comportant un bord de fuite (23D, 25D) est fixe. Ensemble (1) propulsif selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel ladite au moins une première hélice (16) et ledit premier aubage de rotor (9) sont reliés à un même arbre (S), de préférence par l’intermédiaire d’un réducteur mécanique de vitesse. Ensemble (1) propulsif selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel il comprend une seconde hélice (30) montée en amont de la nacelle (3) et autour de l’axe longitudinal (X-X) et configurée pour accélérer un flux principal d’air (FP), ladite nacelle (3) comportant en amont un second bec (31) de séparation annulaire qui est configuré pour séparer ledit flux principal d’air (FP) en ledit flux d’entrée d’air (F0) s’écoulant dans la nacelle (3), et en un troisième flux d’air (F3) s’écoulant autour de la nacelle (3). Aéronef comportant au moins un ensemble (1) propulsif selon l’une quelconque des revendications précédentes.