Brevet FR3164505A1 — publié le 20260116

L’invention se rapporte à une turbomachine d’aéronef à double flux comportant une hélice constituant une soufflante (22) non carénée générant un flux d’air dit flux secondaire (F2) ouvert, la turbomachine comportant un générateur de gaz (30) traversé par un flux de gaz dit flux primaire (F1), le générateur de gaz (30) comportant un redresseur d’entrée (38) comportant des aubes de redresseur (38A), chaque aube de redresseur comportant une pale 4 disposée dans une veine de circulation du flux primaire, ou veine primaire 4, la pale 4 comportant un bord d’attaque s’étendant entre une extrémité radialement interne et une extrémité radialement externe, la ligne joignant les extrémités du bord d’attaque de chaque pale s’étendant selon une direction formant avec un axe central (X) de la turbomachine un angle inférieur ou égal à 60°. Figure 2. Turbomachine pour aéronef comportant un redresseur d’entrée amélioré La présente invention se rapporte au domaine de l’aéronautique, et plus particulièrement une turbomachine à double flux et à un ensemble propulsif comportant une turbomachine à double flux. Etat de la technique On connait des aéronefs propulsés par au moins un ensemble propulsif comportant une turbomachine, tel qu’un turboréacteur à double flux. Chaque ensemble propulsif est rattaché à l’aéronef par un mât situé généralement sous ou sur une aile, ou au niveau du fuselage de l’aéronef. Un turboréacteur à double flux comporte principalement un générateur de gaz et une soufflante. La soufflante peut être carénée, auquel cas le turboréacteur est logé dans une nacelle. La soufflante peut également être non carénée, comme c’est le cas de turboréacteurs connue sous l’appellation « open fan » ou encore « unducted single fan ». Le générateur de gaz comporte notamment, d’amont en aval par rapport au sens de circulation des gaz, un redresseur d’entrée, un compresseur basse pression et un compresseur haute pression. En fonctionnement, un écoulement d'air est accéléré par la soufflante, puis se divise en un flux primaire et un flux secondaire. Le flux primaire s'écoule dans une veine primaire de circulation de gaz traversant le générateur de gaz du turboréacteur. Dans le cas d’une soufflante carénée, le flux secondaire s'écoule dans une veine secondaire entourant le générateur de gaz. La veine secondaire est délimitée, radialement vers l'intérieur, en partie par une structure interne de la nacelle qui enveloppe le générateur de gaz, et radialement vers l’extérieur, en partie par une structure externe de la nacelle qui entoure le turboréacteur. Une partie de la veine secondaire est en outre délimitée radialement vers l’extérieur par un carter de soufflante entourant la soufflante, et par un carter intermédiaire, situé en aval du carter de soufflante. Dans le cas d’une soufflante non carénée, le flux secondaire est également généré par la soufflante, mais est ouvert et s’écoule autour du générateur de gaz. Le redresseur d’entrée du générateur de gaz comporte des aubes qui sont amenées à fonctionner dans un environnement sévère, et qui sont notamment amenées à subir des chocs mécaniques, liés par exemple à l’ingestion de corps étrangers par la turbomachine (par exemple dans le cas d’ingestion d’un oiseau ou de grêlons). Dans le cas d’une soufflante carénée, la présence d’un cône de soufflante de forme générale conique présentant un angle au sommet relativement important, ainsi que l’implantation des aubes de soufflante sur un moyeu présentant une forme générale conique, favorisent une dispersion des corps étrangers vers la veine de flux secondaire plutôt que dans le flux primaire, vers le générateur de gaz. Dans le cas d’une soufflante non carénée, la présence d’un cône de soufflante de forme générale globalement cylindrique, ainsi que l’implantation des aubes de soufflante sur un moyeu présentant une forme générale cylindrique, ne favorisent pas une dispersion des corps étranger en dehors du flux primaire. En outre, le nombre d’aubes de soufflante et la vitesse de rotation de la soufflante peuvent être réduits par rapport à une soufflante carénée. Il existe ainsi un risque plus important qu’un corps étranger se dirigeant vers le moteur ne soit pas au moins partiellement intercepté et découpé par les aubes de soufflante avant d’entrer en contact avec des éléments du générateur de gaz, dont en particulier les aubes de redresseur. Il existe donc un besoin d’éviter que des dommages trop importants soient subis par les aubes de redresseur en cas de choc avec un corps étranger dans le cas d’une architecture avec soufflante non carénée. L’objectif de la présente invention est de proposer une turbomachine répondant à ce besoin. A cet effet, l’invention concerne une turbomachine d’aéronef à double flux comportant une hélice constituant une soufflante non carénée générant un flux d’air dit flux secondaire, la turbomachine comportant un générateur de gaz traversé par un flux de gaz dit flux primaire, le générateur de gaz comportant un redresseur d’entrée comportant des aubes de redresseur, chaque aube de redresseur comportant une pale disposée dans une veine de circulation du flux primaire, ou veine primaire, la pale comportant un bord d’attaque s’étendant entre une extrémité radialement interne et une extrémité radialement externe, la ligne joignant les extrémités du bord d’attaque de chaque pale s’étendant selon une direction formant avec un axe central de la turbomachine un angle inférieur ou égal à 60°. Ainsi, en prévoyant des aubes de redresseur dont le bord d’attaque est faiblement incliné par rapport à l’axe central de la turbomachine, c’est-à-dire incliné d’au plus 60° par rapport à cet axe, on favorise la déviation hors du flux primaire des corps étranger entrant en contact avec ces aubes. En outre, la résistance mécanique aux chocs des aubes est améliorée. Dans une réalisation, l’angle est compris entre 20° et 60°, ou compris entre 30° et 50°. Dans une réalisation, le bord d’attaque de chaque pale est sensiblement rectiligne entre son extrémité radialement interne et son extrémité radialement externe. Dans une réalisation, la turbomachine comporte une structure séparant le flux primaire et le flux secondaire, ou bec de séparation, le bec de séparation comportant une portion d’extrémité qui est alignée avec la direction formée par les extrémités du bord d’attaque, ou qui est faiblement inclinée par rapport à cette direction, par exemple inclinée de moins de 15°. Dans une réalisation, l’extrémité radialement externe du bord d’attaque de chaque pale d’aube de redresseur coïncide avec une extrémité libre du bec de séparation, où est décalée, selon l’axe central, d’une distance inférieure ou égale à 50 millimètres par rapport à cette extrémité libre. Dans une réalisation, la soufflante comporte entre 8 et 14 aubes de soufflante. L’invention concerne également un aéronef comportant au moins un ensemble propulsif comportant une turbomachine telle que définie ci-dessus. FIG. 1 La FIG. 1 représente un aéronef équipé d’un ensemble propulsif conforme à l’invention. FIG. 2 La FIG. 2 représente une vue schématique en coupe d’un ensemble propulsif conforme à l’invention. FIG. 3 La FIG. 3 représente une vue de détail de la FIG. 2 , illustrant schématiquement la géométrie d’une aube de redresseur d’entrée. FIG. 4 La FIG. 4 est une vue en perspective montrant la disposition d’un redresseur d’entrée d’un ensemble propulsif conforme à l’invention. FIG. 5 La FIG. 5 est une vue en coupe dans un plan diamétral du redresseur d’entrée de la FIG. 4 . Description détaillée La FIG. 1 représente un aéronef 100, dans cet exemple un avion, équipé de deux ensembles propulsifs 10, à savoir un ensemble propulsif 10 par aile 101, un seul ensemble propulsif 10 et une seule aile 101 étant représentés sur la FIG. 1 . Selon une variante, l’aéronef 100 peut être équipé de plus d’un ensemble propulsif 10 par aile 101, chaque aile 101 étant pourvue d’un même nombre d’ensembles propulsifs 10. L’axe A désigne l’axe du fuselage 102 de l’aéronef 100. L’ensemble propulsif 10 peut être configuré pour propulser l’aéronef 10 à une vitesse de croisière comprise entre Mach 0,7 et Mach 0,9. La FIG. 2 représente une vue en coupe schématique de l’ensemble propulsif 10, selon la plan II de la FIG. 1 . L’ensemble propulsif 10 s’étend selon un axe X. L’ensemble propulsif 10 comporte une turbomachine qui comprend un module propulseur 20, un générateur de gaz 30, et, dans l’exemple, un dispositif de réduction de vitesse 40. Lorsque l’ensemble propulsif 10 est monté sur l’aéronef 100, l’axe X n’est pas nécessairement parallèle à l’axe A. Le module propulseur 20 présente une hélice 22, constituant une soufflante non carénée. L’hélice est pourvue d’une pluralité d’aubes 22A. Le module propulseur comporte également un redresseur 24 pourvu d’une pluralité d’aubes 24A, et un arbre d’hélice 26 configuré pour entrainer l’hélice 22 en rotation. L’arbre d’hélice 26 peut s’étendre selon l’axe X. Les aubes 22A de l’hélice 22 peuvent être en tout ou partie en matériau composite. Les aubes 24A du redresseur 24 peuvent être en tout ou partie en matériau composite. L’hélice 22 peut comprendre entre 8 et 14 aubes 22A et le redresseur 24 peut comprendre un nombre identique ou inférieur d’aubes 24A, par exemple entre 8 et 14 aubes 24A. Le calage des aubes 24A du redresseur 24 peut être fixe ou variable. Le générateur de gaz 30 présente un arbre d’entrainement 33A. L’arbre d’entrainement peut s’étendre selon l’axe X. L’arbre d’hélice 26 peut être coaxial avec l’arbre d’entrainement 33A, et leur axe de rotation respectif peut être confondu avec l’axe X de l’ensemble propulsif 10. Ceci permet d’avoir une entrée d’air annulaire au sein du générateur de gaz 30 coaxiale à l’axe X, grâce à quoi le carter extérieur du générateur de gaz présente une forme relativement simple et présente une certaine symétrie de révolution, ce qui tends à réduire d’éventuelles perturbations de flux d’air. Dans cet exemple, le générateur de gaz 30 comprend de l’amont vers l’aval, les gaz s’écoulant au sein de l’ensemble propulsif 100 de l’amont vers l’aval, un compresseur 32 (ou section compresseur 32), une chambre de combustion 34, et une turbine 36 (ou section turbine 36). Le générateur de gaz 30 peut être du type double-corps et comprendre un corps basse pression 30A et un corps haute pression 30B. Le corps basse pression 30A peut comprendre un compresseur basse pression 32A couplé en rotation avec une turbine basse pression 36A par l’intermédiaire d’un arbre basse pression 33A qui peut former l’arbre d’entrainement du générateur de gaz 30. Le corps haute pression 30B peut comprendre un compresseur haute pression 32B disposé en aval du compresseur basse pression 32A et en amont de la chambre de combustion 34, et une turbine haute pression 36B, disposée en aval de la chambre de combustion 34 et amont de la turbine basse pression 36A, et couplée en rotation avec le compresseur haute pression 32B par l’intermédiaire d’un arbre haute pression 33B. Le compresseur 32 du générateur de gaz 30 peut comprendre les compresseurs basse et haute pression 32A et 32B. La turbine 36 du générateur de gaz 30 peut comprendre les turbines basse et haute pression 36A et 36B. Les arbres basse pression et haute pression 33A et 33B peuvent être coaxiaux. L’arbre haute pression 33B peut recevoir une portion de l’arbre basse pression 33A. Selon une variante, les arbres basse pression 33A et haute pression 33B peuvent être corotatifs, i.e. configurés pour tourner l’un par rapport à l’autre dans un même sens autour de l’axe X. Selon une autre variante, les arbres basse pression 33A et haute pression 33B peuvent être contrarotatifs, i.e. configurés pour tourner l’un par rapport à l’autre dans des sens opposés autour de l’axe X. La vitesse de rotation du corps basse pression 33A peut être inférieure à la vitesse de rotation du corps haute pression 33B. Selon une variante non représentée, l’ensemble propulsif peut être du type triple-corps. La turbine 36 peut comprendre une turbine intermédiaire disposée axialement entre la turbine haute pression 36B et la turbine basse pression 36A et configurée pour entrainer un compresseur intermédiaire disposée axialement entre le compresseur basse pression 32A et le compresseur haute pression 32B par l’intermédiaire d’un arbre intermédiaire. L’arbre intermédiaire peut être logé entre l’arbre basse pression 33A et l’arbre haute pression 33B. L’arbre intermédiaire et l’arbre basse pression 33B peuvent être corotatifs ou contrarotatifs l’un par rapport à l’autre. Chaque compresseur 32A, 32B et turbine 36A, 36B peut comprendre une pluralité d’étages, chaque étage comprenant une roue à aubes, respectivement 32AA, 32BA, 36AA, 36BA, mobile en rotation autour de l’axe X (ou rotor) et une roue à aubes, respectivement 32AB, 32BB, 36AB, 36BB, fixe autour de l’axe X (ou stator). Dans cet exemple, le compresseur basse pression 32A peut présenter au moins 2 étages et au plus 5 étages, par exemple 2 étages, le compresseur haute pression 32B peut présenter entre 8 étages et 11 étages (seul deux étages étant représentés pour la clarté de la figure), la turbine haute pression 36B peut présenter 2 étages, et la turbine basse pression 36A peut présenter entre 3 étages et 8 étages (seul deux étages étant représentés pour la clarté de la figure). Un redresseur 37, ou roue à aubes fixe en rotation autour de l’axe X, peut être disposé en aval de la chambre de combustion 34 et en amont de la turbine haute pression 36B. Un dispositif de réduction de vitesse 40 peut indirectement coupler en rotation l’arbre d’entrainement 33A avec l’arbre d’hélice 26. Le dispositif de réduction de vitesse 40 peut-être configuré pour entrainer l’arbre d’hélice 26 à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement 33A. L’arbre d’entrainement 33A raccorde la turbine basse pression 36A (ou le corps basse pression 30A) à une entrée du dispositif de réduction de vitesse 40 tandis que l’arbre d’hélice 26 raccorde une sortie du dispositif de réduction de vitesse 40 à l’hélice 22. L’hélice 22 est donc entrainée par la turbine basse pression 36A (ou le corps basse pression 30A) par l’intermédiaire de l’arbre d’entrainement 33A (ou arbre basse pression), du dispositif de réduction de vitesse 40 et de l’arbre d’hélice 26. Dans cet exemple, le dispositif de réduction de vitesse 40 peut être disposé, considéré selon l’axe X, entre une extrémité amont de l’arbre d’entrainement 33A et une extrémité aval de l’arbre d’hélice 36. Par exemple, le dispositif de réduction de vitesse 40 peut être un dispositif de réduction à train d’engrenage épicycloïdal, par exemple du type « épicycloïdal » ou « planétaire » selon la terminologie parfois utilisée par l’homme du métier. Un tel mécanisme peut comprendre un seul étage, deux étages ou plus de deux étages. Le générateur de gaz comporte, en amont des éléments décris ci-dessus, un redresseur d’entrée 38 conforme à l’invention, comportant une pluralité d’aubes de redresseur 38a, et qui est décrit plus en détail ci-dessous. Les figures 3 à 5 sont des vues montrant plus précisément la géométrie des aubes du redresseur d’entrée. La FIG. 3 est une vue schématique partielle de la FIG. 2 , montrant la géométrie du redresseur d’entrée 38. Le redresseur d’entrée 38 comporte des aubes directrices d’entrée (couramment dénommées IGV, sigle correspondant à l’appellation anglaise « inlet guide vanes »), ou aubes de redresseur 38A. Les aubes de redresseur 38A sont des aubes fixes, et peuvent être ou non des aubes à calage variable (couramment dénommées VSV, sigle correspondant à l’appellation anglaise « variable stator vanes »). Chaque aube de redresseur 38A comporte une pale 380 qui est disposée dans le canal de circulation du flux primaire, ou veine primaire 300. Chaque pale comporte une première extrémité 382radialement interne, ou pied de pale 382, et une deuxième extrémité 384radialement externe, ou tête de pale 384. La pale 380 est prolongée, au niveau de sa première extrémité 382, successivement par une platine de fixation interne (non représentée), et, au niveau de sa deuxième extrémité 384, par une platine de fixation externe (non représentée). Les termes « externe » et « interne » sont utilisés dans la présente demande pour désigner un élément radialement externe, respectivement radialement interne, par rapport à l’axe principal X de la turbomachine et en référence à la position normale d’utilisation de l’aube dans la turbomachine. Chaque pale 380 présente un bord d’attaque 386 et un bord de fuite 388. Le bord d’attaque 386 et le bord de fuite 388 s’étendent chacun au sein de la veine primaire 300, entre le pied de pale 382 et la tête de pale 384. Conformément à l’invention, le bord d’attaque 386 s’étend selon une direction générale qui est faiblement inclinée par rapport à l’axe central X de la turbomachine. Plus précisément, la droite BB joignant l’extrémité interne 386A et l’extrémité externe 386B du bord d’attaque forme un angle α avec l’axe central X de la turbomachine qui est inférieur ou égal à 60°. De préférence cet angle est compris entre 20° et 60°, ou entre 30° et 50°. En cas d’ingestion d’un corps étranger, tel qu’un oiseau ou un bloc de glace, la faible inclinaison des aubes du redresseur d’entrée 38 par rapport à l’axe central de la turbomachine permet de dévier un corps étranger entrant en contact avec le bord d’attaque 386 de ces aubes, afin d’éviter que ce corps étranger pénètre dans la veine de flux primaire 300. En outre, cette orientation du bord d’attaque 386 permet d’améliorer la tenue mécanique des aubes de redresseur 38A en cas de choc avec un corps étranger, puisque l’effort mécanique subi par l’aube lors d’un tel choc sera mieux réparti dans le temps qu’avec une configuration conventionnelle (dans laquelle les aubes de redresseur sont orientée radialement ou très faiblement inclinées par rapport à la direction radiale). En effet, la pression causée par l’impact sur l’aube sera progressivement répartie sur toute la hauteur du bord d’attaque (ou au moins sur une majeure partie de celle-ci). On augmente ainsi la probabilité qu’en cas de chocs avec un corps étranger, les aubes de redresseur 38A puissent résister à ce choc sans être endommagées. Avantageusement, la structure 39 séparant le flux primaire du flux secondaire au niveau du redresseur d’entrée, dénommée bec de séparation 39, comporte une portion d’extrémité 390 au niveau de laquelle les flux primaire et secondaire se séparent, cette portion d’extrémité 390 étant située dans le prolongement du bord d’attaque des aubes, et alignée avec la droite joignant les extrémités interne 386A et externe 386B du bord d’attaque de la pale 380. En d’autres termes l’extrémité externe 386B du bord d’attaque des aubes de redresseur n’est pas en retrait (par rapport au sens de circulation du flux primaire) par rapport à l’extrémité libre 392 du bec de séparation 39, et inversement. L’extrémité libre 392 du bec de séparation peut toutefois être légèrement décalée (vers l’amont) par rapport à l’extrémité radialement externe 386B du bord d’attaque 386, par exemple décalée (selon l’axe central X) d’une distance d inférieure ou égale à 50 millimètres (cf. FIG. 2 ). Cette configuration permet de favoriser la déviation d’un corps étranger entrant en contact avec une ou plusieurs aubes du redresseur d’entrée en direction du flux secondaire. En particulier, un décalage nul ou relativement faible de l’extrémité libre 392 du bec de séparation 39 par rapport à l’extrémité radialement externe 386B du bord d’attaque 386 de chaque pale 380 permet d’éviter une saillie trop importante du bec de séparation par rapport au bord d’attaque 386, ce qui limiterait ou annulerait dans certains cas l’effet de déviation des corps étrangers par les pales 380. Turbomachine d’aéronef à double flux comportant une hélice constituant une soufflante (22) non carénée générant un flux d’air dit flux secondaire (F2) ouvert, la turbomachine comportant un générateur de gaz (30) traversé par un flux de gaz dit flux primaire (F1), le générateur de gaz (30) comportant un redresseur d’entrée (38) comportant des aubes de redresseur (38A), chaque aube de redresseur comportant une pale (380) disposée dans une veine de circulation du flux primaire, ou veine primaire (300), la pale (380) comportant un bord d’attaque (386) s’étendant entre une extrémité radialement interne (386A) et une extrémité radialement externe (386B), la ligne (BB) joignant les extrémités (386A, 386B) du bord d’attaque de chaque pale (380) s’étendant selon une direction formant avec un axe central (X) de la turbomachine un angle (α) inférieur ou égal à 60°. Turbomachine selon la revendication précédente, dans lequel l’angle (α) est compris entre 20° et 60°, ou compris entre 30° et 50°. Turbomachine selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle le bord d’attaque (386) de chaque pale (380) est sensiblement rectiligne entre son extrémité radialement interne (386A) et son extrémité radialement externe (386B). Turbomachine selon l’une des revendications précédentes, comportant une structure (39) séparant le flux primaire (F1) et le flux secondaire (F2), ou bec de séparation (39), le bec de séparation (39) comportant une portion d’extrémité (390) qui est alignée avec la direction formée par les extrémités du bord d’attaque (386), ou qui est faiblement inclinée par rapport à cette direction, par exemple inclinée de moins de 15°. Turbomachine selon la revendication précédente, dans lequel l’extrémité radialement externe (386B) du bord d’attaque (386) de chaque pale (380) d’aube de redresseur coïncide avec une extrémité libre (392) du bec de séparation, où est décalée, selon l’axe central (X), d’une distance (d) inférieure ou égale à 50 millimètres par rapport à cette extrémité libre (392). Turbomachine selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle la soufflante (22) comporte entre 8 et 14 aubes de soufflante (22A). Aéronef comportant au moins un ensemble propulsif (10) comportant une turbomachine conforme à l’une des revendications précédentes.