Brevet FR3138835A1 — publié le 20240216

L’invention concerne une turbomachine (1) comprenant des aubes (9) à calage variable comprenant chacune une pale (11) et une plateforme (10b) comportant des bosses (13, 13a) et des creux (14, 14a), caractérisée en ce que les bosses et les creux (13, 13a, 14, 14a) sont situés exclusivement sur les surfaces externes (10b) des plateformes (10), le bord circulaire (10a) de chaque plateforme présentant un rayon définit entre un centre (O) du moyeu (5) et le bord circulaire (10a) identique au rayon (Ri) du moyeu (5) et en ce que la surface externe (10b) de chaque plateforme (10) présente une première bosse (13) située du côté de la face intrados (11i) de la pale (11) et au moins un premier creux (14) situé du côté de la face extrados (11e) de la pale (11). Figure d’abrégé : 6 TURBOMACHINE COMPRENANT DES AUBES A CALAGE VARIABLE Domaine technique de l'invention L’invention concerne les turbomachines pour aéronefs, comprenant des aubes à calage variable. L’invention s’applique particulièrement aux turbomachines pour aéronefs comprenant une hélice non carénée à aubes à calage variable. Arrière-plan technique De manière bien connue, une turbomachine d’aéronef s’étend selon un axe longitudinal et comprend un moteur comprenant d’amont en aval dans le sens d’écoulement des gaz dans la turbomachine, un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, une chambre annulaire de combustion, une turbine haute pression et une turbine basse pression. La turbomachine comprend en outre une nacelle agencée autour du moteur. On connait des turbomachines à hélice non carénée également connues sous l’expression anglaise « open rotor ». Par opposition aux turbomachines à hélice carénée, l’hélice étant également appelée soufflante, ces turbomachines comprennent typiquement une hélice amont et une hélice aval montées autour de la nacelle. L’hélice amont permet l’aspiration d’un flux d’air se divisant en un flux primaire circulant à l’intérieur de la nacelle, au travers du moteur et un flux secondaire s’écoulant autour du flux d’air primaire, à l’extérieur de la nacelle. L’hélice amont, et éventuellement l’hélice aval, comprend un moyeu centré sur l’axe longitudinal et des aubes à calage variable régulièrement réparties autour du moyeu. Les aubes à calage variable correspondent à des aubes dont l'orientation peut être réglée afin de modifier les caractéristiques d'écoulement des gaz selon les régimes de fonctionnement de la turbomachine. Elles sont ainsi mobiles en rotation autour d’un axe de calage perpendiculaire à l’axe longitudinal. L’espace entre chaque aube définit un canal inter-aubes dans lequel circule le flux secondaire. Chaque aube comprend une pale et une plateforme circulaire solidaire en rotation de la pale. Chaque pale présente typiquement une forme aérodynamique et comprend ainsi une face intrados et une face extrados, les faces étant reliées par un bord d’attaque et un bord de fuite. Cette catégorie de turbomachines est particulièrement avantageuse en ce qu’elle présente un grand taux de dilution et un grand diamètre par rapport aux turbomachines carénées. Ceci permet d’augmenter le rendement propulsif de ces turbomachines et de diminuer leur consommation de carburant et l’émission de gaz polluants. Néanmoins, il a été constaté que les première et seconde hélices sont affectées par des écoulements secondaires qui sont des sources de pertes aérodynamiques. En particulier, du fait de la viscosité de l’air, des particules de fluide situées dans les couches limites du moyeu ont une vitesse réduite par rapport à celle du flux secondaire. De plus, il existe un gradient de pression statique dans le canal inter-aubes. En effet, la pression statique du flux située du côté de la face intrados est plus élevée que celle située du côté de la face extrados. La différence de vitesse associée à ce gradient de pression provoquent un dérapage des couches limites du moyeu de l’intrados vers l’extrados dans le canal inter-aubes. Le principe de conservation de masse exige alors un écoulement de retour de l’extrados vers l’intrados en dehors des couches visqueuses et par suite, la création d’un tourbillon au niveau du moyeu. Cet écoulement secondaire sous la forme d’un tourbillon de passage dans le canal inter-aubes génère des pertes de charges importantes. Dans ce cadre, il existe un besoin de fournir une turbomachine comprenant une hélice de type non carénée comprenant des aubes à calage variable, dans laquelle l’intensité des tourbillons de passage au sein du canal inter-aubes est réduite. A cet effet, l’invention propose une turbomachine pour un aéronef, la turbomachine s’étendant autour d’un axe longitudinal et comprenant au moins une première hélice non carénée comprenant : - un moyeu centré sur l’axe longitudinal et présentant un rayon, le moyeu comportant une surface annulaire externe destinée à être balayée par un flux d’air en fonctionnement, - des aubes à calage variable régulièrement réparties autour du moyeu et comprenant chacune une plateforme reliée à une pale, la plateforme de chaque aube étant montée sur le moyeu de façon à être mobile en rotation autour d’un axe de calage s’étendant sensiblement radialement par rapport à l’axe longitudinal, la plateforme de chaque aube comprenant un bord circulaire et présentant une surface externe destinée à être balayée par ledit flux d’air, la pale de chaque aube s’étendant radialement par rapport à l’axe longitudinal depuis la surface externe de la plateforme et présentant une face intrados et une face extrados reliées par un bord d’attaque et un bord de fuite, la surface externe de chaque plateforme comportant des bosses et des creux. La turbomachine est remarquable en ce que les bosses et les creux sont situés exclusivement sur les surfaces externes des plateformes, le bord circulaire présentant un rayon définit entre un centre du moyeu et le bord circulaire identique au rayon du moyeu et en ce que la surface externe de chaque plateforme présente une première bosse située du côté de la face intrados de la pale et au moins un premier creux situé du côté de la face extrados de la pale. Un flux secondaire s’écoule au sein de la première hélice et notamment au sein de canaux inter-aubes, chaque canal étant délimité par deux aubes adjacentes. Afin de limiter l’intensité des tourbillons de passage dans ces canaux, selon l’invention, chaque plateforme comprend une première bosse et un premier creux. La bosse diminue localement la section du canal inter-aubes et donc augmente localement la vitesse d’écoulement du flux secondaire. Grâce à la bosse, la pression statique du flux secondaire est diminuée du côté de la face intrados. A l’inverse, le creux permet d’augmenter localement la section du canal et donc de diminuer localement la vitesse d’écoulement du flux secondaire. Grâce au creux, la pression statique du flux secondaire est donc augmentée du côté de la face extrados. Le gradient de pression est donc diminué dans le canal réduisant ainsi l’intensité du tourbillon de passage et les pertes de charges générées par ce tourbillon de passage. Les performances aérodynamiques de la turbomachine sont donc améliorées. En outre, chaque plateforme étant mobile en rotation autour de l’axe de calage, la présence des bosses et des creux pourraient entrainer des marches entre les plateformes et le moyeu selon le calage de l’aube. Ainsi, selon l’invention, les bosses et les creux sont situés exclusivement sur la surface externe de chaque plateforme et le rayon du bord circulaire de chaque plateforme est identique au rayon du moyeu. Grâce à une telle caractéristique, quel que soit l’angle de calage des aubes, il existe une continuité de surface entre chaque bord circulaire et le moyeu c’est-à-dire à l’interface de la plateforme et du moyeu. Ceci permet de limiter voire de s’affranchir de marches de veine générant des pertes aérodynamiques dans le canal. Les performances aérodynamiques de la turbomachine sont ainsi préservées. Le module selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres : - la première bosse est suivie d’une succession de bosses et de creux dans une direction parallèle à une corde de l’aube, et le premier creux est suivi d’une succession de bosses et de creux dans une direction parallèle à la corde de l’aube, - la succession de bosses et de creux sont définis selon une loi de déformation de type R(ϑ,x) où : - R est le rayon de la plateforme à un point de coordonnées (ϑ,x), - x est la position du point le long de l’axe longitudinal, et - ϑ est la position angulaire du point entre deux aubes adjacentes, - la loi est linéaire, sinusoïdale, ou polynomiale, - la surface externe du moyeu est dépourvue de bosse et de creux, - un dispositif de commande du calage des aubes autour de leurs axes de calage, - une seconde hélice à distance axiale de la première hélice, la première hélice étant mobile en rotation autour de l’axe longitudinal et la seconde hélice étant fixe ou mobile en rotation autour de l’axe longitudinal, - la seconde hélice comprend un moyeu et des aubes, les aubes de la seconde hélice comportant chacune une plateforme reliée à une pale, les plateformes des aubes de la seconde hélice étant identiques à celle de la première hélice, - un mât agencé en aval de la seconde hélice et situé à 12h par analogie à la position correspondante sur le cadran d’une horloge. L’invention concerne également un aéronef comprenant une turbomachine selon l’une quelconque des caractéristiques ci-dessus. Brève description des figures D’autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui suit d’un mode de réalisation non limitatif de l’invention en référence aux dessins annexés sur lesquels : la est une représentation schématique d’un exemple d’une turbomachine d’aéronef selon l’invention ; la est une représentation schématique d’un autre exemple d’une turbomachine d’aéronef selon l’invention ; la est une vue schématique en coupe passant par un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal du moyeu de la première hélice équipant les turbomachines des figures 1 et 2 ; la est une vue schématique en coupe longitudinale d’une aube à angle de calage variable équipant les turbomachines des figures 1 et 2 ; la est une vue en coupe transversale selon le plan A-A’ de l’aube de la ; la est une vue très schématique en coupe transversale d’une hélice équipant les turbomachines des figures 1 et 2 ; la est une autre vue très schématique en perspective d’une aube équipant les turbomachines des figures 1 et 2 ; la est une autre vue très schématique en coupe transversale d’une hélice équipant les turbomachines des figures 1 et 2. Description détaillée de l'invention Les figures 1 et 2 illustrent une turbomachine 1 pour un aéronef, selon des premier et second exemples de réalisation. La turbomachine 1 s’étend le long et autour d’un axe longitudinal X. Dans la présente demande, les termes « axial », « axialement », « radial » et « radialement » sont définis par rapport à l’axe longitudinal X. Les termes « amont », « aval » sont définis par rapport au sens de circulation des gaz dans la turbomachine 1 suivant l’axe longitudinal X. Les termes « interne », « intérieur », « externe », « extérieur », « extérieurement » sont définis par rapport à l’éloignement de l’axe longitudinal X le long d’un axe radial perpendiculaire à l’axe longitudinal X. La turbomachine 1 comprend un moteur comprenant d’amont en aval, un compresseur comprenant par exemple un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, une chambre de combustion, une turbine comprenant par exemple une turbine haute pression et une turbine basse pression, et une tuyère (non représentés). Le rotor de la turbine basse pression est relié au rotor du compresseur basse pression par un arbre basse pression. Le rotor de la turbine haute pression est relié au rotor du compresseur haute pression par un arbre haute pression. La turbomachine 1 comprend en outre une nacelle 2 agencée autour du moteur. La nacelle 2 est annulaire et centrée sur l’axe longitudinal X. La turbomachine 1 comprend en outre une première hélice 3 non carénée et optionnellement une seconde hélice 4 non carénée agencée en aval de la première hélice 3. Une telle turbomachine 1 est connue sous l’expression anglaise « open rotor ». La première hélice 3 permet l’aspiration d’un flux d’air F0 se divisant en un flux primaire F1 et un flux secondaire F2. Le flux primaire F1 traverse une veine primaire de la turbomachine 1 situé à l’intérieur de la nacelle 2 tandis que le flux secondaire F2 est dirigé vers une veine secondaire de la turbomachine 1 situé à l’extérieur de la nacelle 2. Le flux primaire F1 est comprimé au sein du compresseur basse pression puis du compresseur haute pression. L’air comprimé est ensuite mélangé à un carburant et brulé au sein de la chambre de combustion. Les gaz formés par la combustion traversent les turbines haute pression et basse pression. Les gaz s’échappent enfin au travers de la tuyère. Selon les exemples illustrés sur les figures 1 et 2, les première et seconde hélices 3, 4 sont agencées sur une portion d’extrémité amont de la nacelle 2. La turbomachine 1 est dans une configuration de type « puller » c’est-à-dire qu’elle assure une traction de l’aéronef. Selon un autre exemple non illustré, les première et seconde hélices 3, 4 sont agencées sur une portion d’extrémité aval de la nacelle 2. La turbomachine 1 est dans une configuration de type « pusher» c’est-à-dire qu’elle assure une propulsion de l’aéronef. La première hélice 3 est mobile en rotation autour de l’axe longitudinal X. Selon l’exemple de la , la seconde hélice 4 est fixe en rotation autour de l’axe longitudinal X. Une telle seconde hélice 4 est connue sous le terme de redresseur. Selon cet exemple, la turbomachine 1 est connue sous l’acronyme anglais USF pour « Unducted Single Fan ». Selon l’exemple de la , la seconde hélice 4 est mobile en rotation autour de l’axe longitudinal X. En particulier, la seconde hélice 4 présente un sens de rotation opposé à un sens de rotation de la première hélice 3. Selon cet exemple, la turbomachine 1 est connue sous l’acronyme anglais CROR pour « Counter Rotating Open Rotor ». Préférentiellement, la première hélice 3 présente une vitesse de rotation supérieure ou égale à la vitesse de rotation de la seconde hélice 4. Avantageusement, les première et seconde hélices 3, 4 présentent un diamètre D compris entre 1 m et 10 m, préférentiellement compris entre 3 m et 6 m. Avantageusement, le rapport entre l’espacement S des première et seconde hélices 3, 4 et le diamètre D est compris entre 0.005 et 0.5. La première hélice 3 comprend un moyeu 5 centré sur l’axe longitudinal X. Le moyeu 5 présente un rayon Ri et un centre O. En référence à la , le moyeu 5 comprend un corps 6 annulaire présentant une pluralité de logements 7 et une surface externe 8 annulaire. La première hélice 3 comprend en outre des aubes 9 à calage variable régulièrement réparties autour du moyeu 5. Préférentiellement, la première hélice 3 comprend entre cinq et vingt aubes 9. Avantageusement, le rapport de moyeu (ou encore « radius ratio » en anglais) de la première hélice 3 est compris entre 0.1 et 0.5. Le rapport de moyeu est défini comme le rapport entre le rayon Ri du moyeu 5 et le rayon Re de la première l’hélice 3. Chaque aube 9 comprend une plateforme 10 et une pale 11 reliée à la plateforme 10. La plateforme 10 est montée sur le moyeu 5. En particulier, la plateforme 10 est agencée à l’intérieur du logement 7 du moyeu 5. Comme mieux visible sur la , la plateforme 10 présente une forme circulaire complémentaire à la forme du logement 7. Elle présente un bord circulaire 10a, une surface externe 10b et un centre C. La plateforme 10 est mobile en rotation autour d’un axe de calage Z s’étendant radialement par rapport à l’axe longitudinal X et passant par le centre C de la plateforme 10. En référence aux figures 4 et 5, chaque pale 11 s’étend radialement et est solidaire en rotation de la plateforme 10. La pale 11 s’étend radialement entre une tête 11a et un pied 11b. Le pied 11b est relié à la plateforme 10. La pale 11 présente un profil aérodynamique. La pale 11 comprend un bord d’attaque 11c et un bord de fuite 11d, une face intrados 11i et une face extrados 11e reliant le bord d’attaque 11c au bord de fuite 11d. La pale 11 présente une corde C1 de profil de pied d’une longueur L comprise entre 200 mm et 1000 mm. Le profil de pied de la pale 11 présente une épaisseur maximale par exemple comprise entre 15 mm et 150 mm, notamment comprise entre 15 mm et 100 mm. Avantageusement, la solidité sur la première hélice 3 est inférieure à 2.5, et préférentiellement inférieure à 0.5. La solidité est définie comme le rapport entre la corde C2 de profil de tête d’une aube 9 et l’espacement E entre deux têtes 11a d’aubes 9 adjacentes ( ). La première hélice 3 comprend en outre des canaux 12 inter-aubes 9 d’écoulement du flux secondaire F2. Chaque canal 12 est délimité par deux aubes 9 adjacentes. Dans le but de limiter l’intensité des tourbillons dans les canaux 12, et par suite, d’améliorer les performances aérodynamiques de la turbomachine 1, selon l’invention et tel qu’illustré schématiquement sur la , la première hélice 3 comprend sur la surface externe 10b de chaque plateforme 10, une première bosse 13 du côté de la face intrados 11i de la pale 11 et un premier creux 14 ménagé du côté de la face extrados 11e de la pale 11. Préférentiellement, la hauteur radiale de la première bosse 13 est comprise entre 10 mm et 50 mm, préférentiellement de 20 mm. Préférentiellement, la profondeur radiale du premier creux 14 est comprise entre 10 mm et 50 mm, préférentiellement de 20 mm. La première bosse 13 diminue localement la section du canal 12 et entraine donc une augmentation locale de la vitesse d’écoulement du flux secondaire F2. Grâce à la première bosse 13, la pression statique du flux secondaire F2 est diminuée du côté de la face intrados 11i. A l’inverse, le premier creux 14 permet d’augmenter localement la section du canal 12 et donc de diminuer localement la vitesse d’écoulement du flux secondaire F2. Grâce au premier creux 14, la pression statique du flux secondaire F2 est augmentée du côté de la face extrados 11e. Le gradient de pression est donc diminué dans le canal 12 réduisant ainsi l’intensité du tourbillon de passage et les pertes de charges générées par ce tourbillon de passage. Le gradient de pression statique dans le canal 12 varie le long de l’axe longitudinal X. Afin de tenir compte d’une telle variation, selon un mode particulièrement avantageux de l’invention représenté sur les figures 7 et 8, la première bosse 13 est suivie en aval d’une succession de bosses 13a et de creux 14a dans une direction parallèle à la corde C1 de l’aube 9 et le premier creux 14 est suivi en aval d’une succession de bosses 13a et de creux 14a le long dans une direction parallèle à la corde C1 de l’aube 9. Les bosses 13, 13a et creux 14, 14a sont définis selon une loi de déformation de type R(ϑ,x) où : - R est le rayon de la plateforme 10 à un point de coordonnées (ϑ,x), - x est la position du point le long de l’axe longitudinal X, et - ϑ est la position angulaire du point entre deux aubes 9 adjacentes. La loi est linéaire, sinusoïdale, ou polynomiale. En outre, chaque plateforme 10 étant mobile en rotation autour de l’axe de calage Z, la présence des bosses 13, 13a et des creux 14, 14a pourraient entrainer des marches entre les plateformes 10 et le moyeu 6. Ainsi, selon l’invention, les bosses et les creux 13, 13a, 14, 14a sont situés exclusivement sur la surface externe 10b de chaque plateforme 10. Aussi, chaque bord circulaire 10a présente un rayon définit entre le centre O du moyeu 5 et le bord circulaire 10a identique au rayon Ri du moyeu 5. Grâce à une telle caractéristique, une continuité de surface sur au moins un point de fonctionnement (correspondant à un calage donné) est assuré. Ceci permet de limiter les marches de veines qui peuvent apparaître à d’autres points de fonctionnement, en particulier lorsque la veine moyeu n’est pas cylindrique. En référence à la , la turbomachine 1 comprend en outre un dispositif de commande 15 du calage des aubes 9 autour de leurs axes de calage Z. Le dispositif de commande 15 est relié à chaque aube 9. Les caractéristiques ci-dessus de la première hélice 3 s’appliquent à la seconde hélice 4. La seconde hélice 4 peut être identique à la première hélice 3. Les caractéristiques des bosses 13, 13a et des creux 14, 14a peuvent néanmoins différer pour s’adapter aux caractéristiques des tourbillons de passage dans les canaux 12 de la seconde hélice 4 qui peuvent être différentes de celles de la première hélice 3. En référence à la par exemple, en outre, la turbomachine 1 comprend avantageusement un mât 16 agencé en aval de la seconde hélice 4. Le mât 16 est situé à 12h par analogie à la position correspondante sur le cadran d’une horloge. La taille et l’épaisseur du mât 16 entraînent localement des conditions aérodynamiques différentes. Il est donc particulièrement avantageux de prévoir des plateformes 10 dont les caractéristiques des bosses 13, 13a et des creux 14, 14a sont spécifiquement adaptées à cette zone. Turbomachine (1) pour un aéronef, la turbomachine (1) s’étendant autour d’un axe longitudinal (X) et comprenant au moins une première hélice (3) non carénée comprenant : - un moyeu (5) centré sur l’axe longitudinal (X) et présentant un rayon (Ri), le moyeu (5) comportant une surface annulaire externe (8) destinée à être balayée par un flux d’air (F2) en fonctionnement, - des aubes (9) à calage variable régulièrement réparties autour du moyeu (5) et comprenant chacune une plateforme (10) reliée à une pale (11), la plateforme (10) de chaque aube (9) étant montée sur le moyeu (5) de façon à être mobile en rotation autour d’un axe de calage (Z) s’étendant sensiblement radialement par rapport à l’axe longitudinal (X), la plateforme (10) de chaque aube (9) comprenant un bord circulaire (10a) et présentant une surface externe (10b) destinée à être balayée par ledit flux d’air (F2), la pale (11) de chaque aube (9) s’étendant radialement par rapport à l’axe longitudinal (X) depuis la surface externe (10b) de la plateforme (10) et présentant une face intrados (11i) et une face extrados (11e) reliées par un bord d’attaque (11c) et un bord de fuite (11d), la surface externe (10b) de chaque plateforme (10b) comportant des bosses (13, 13a) et des creux (14, 14a), caractérisée en ce que les bosses et les creux (13, 13a, 14, 14a) sont situés exclusivement sur les surfaces externes (10b) des plateformes (10), le bord circulaire (10a) présentant un rayon définit entre un centre (O) du moyeu (5) et le bord circulaire (10a) identique au rayon (Ri) du moyeu (5) et en ce que la surface externe (10b) de chaque plateforme (10) présente une première bosse (13) située du côté de la face intrados (11i) de la pale (11) et au moins un premier creux (14) situé du côté de la face extrados (11e) de la pale (11). Turbomachine selon la revendication précédente, caractérisée en ce que la première bosse (13) est suivie d’une succession de bosses (13a) et de creux (14a) dans une direction parallèle à une corde (C1) de l’aube (9), et en ce que le premier creux (14) est suivi d’une succession de bosses (13a) et de creux (14a) dans une direction parallèle à la corde (C1) de l’aube (9). Turbomachine selon la revendication précédente, caractérisée en ce que la succession de bosses et de creux (13, 13a, 14, 14a) sont définis selon une loi de déformation de type R(ϑ,x) où : - R est le rayon de la plateforme (10) à un point de coordonnées (ϑ,x), - x est la position du point le long de l’axe longitudinal (X), et - ϑ est la position angulaire du point entre deux aubes (9) adjacentes. Turbomachine selon la revendication précédente, caractérisée en ce que la loi est linéaire, sinusoïdale, ou polynomiale. Turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la surface externe (8) du moyeu (5) est dépourvue de bosse et de creux. Turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce qu’elle comprend un dispositif de commande (15) du calage des aubes (9) autour de leurs axes de calage (Z). Turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce qu’elle comprend une seconde hélice (4) à distance axiale de la première hélice (3), la première hélice (3) étant mobile en rotation autour de l’axe longitudinal (X) et la seconde hélice (4) étant fixe ou mobile en rotation autour de l’axe longitudinal (X). Turbomachine selon la revendication précédente, caractérisée en ce que la seconde hélice (4) comprend un moyeu (5) et des aubes (9), les aubes (9) de la seconde hélice (4) comportant chacune une plateforme (10) reliée à une pale (11), les plateformes (10) des aubes (9) de la seconde hélice (4) étant identiques à celle de la première hélice (3). Turbomachine selon l’une quelconque des revendications 7 à 8, caractérisée en ce qu’elle comprend un mât (16) agencé en aval de la seconde hélice (4) et situé à 12h par analogie à la position correspondante sur le cadran d’une horloge. Aéronef comprenant une turbomachine (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes.