FR 2609106 A1 19880701 FR 8717827 A 19871221 La présente invention concerne un système de propulsion d'avion et, plus particulièrement, un plan aérodynamique curviligne perfectionné permettant de réduire les gradients de pression de la couche limite tant radiale que circonféren- tielle et par conséquent la valeur des pertes aérodynamiques secondaires. Les moteurs à turbine à gaz comportent généralement un compresseur ayant des étages à rotor et stator pour comprimer le courant d'air traversant le moteur, une chambre de combustion dans laquelle le carburant est mélangé à de l'air comprimé et allumé pour former un courant gazeux d'énergie élevée, et une turbine qui comporte au moins un étage à rotor et un étage à stator pour entraîner le compresseur. Le compresseur comprend généralement des rangées alternées d'aubes fixées au rotor et d'aubes de stator qui sont fixes par rapport à l'enveloppe. Le compresseur procède à la compression de l'air qui se dirige vers la chambre de combustion dans laquelle une partie sert à brûler le carburant, lequel chauffe à son tour l'air restant et les produits de la combustion et entre dans la turbine. La turbine extrait alors l'énergie utile du fluide de travail pour entraîner le compresseur, ses accessoires, et la soufflante, le cas échéant. La turbine comporte généralement - 2 - au moins, en alternance, une rangée d'aubes fixées au rotor et d'aubes de stator fixes par rapport à l'enveloppe. Les aubes du rotor de la turbine sont reliées au rotor et situées en arrière de la chambre de combustion et à l'intérieur du trajet de circulation des gaz de manière à extraire l'énergie utile de ce courant gazeux. De manière à rendre optimum la quantité d'énergie extraite, des réseaux d'aubes, placées circonférentiellement et montées radialement entre des an- neaux de renforcement intérieur et extérieur, sont interposés entre les aubes de la turbine. Cependant, par suite des caractéristiques géométriques des aubes, il existe des gradients de pression élevés dans les canaux situés entre les aubes individuelles. Ces gradients existent dans la direction circonférentielle par suite du différentiel de la vitesse en surface des aubes, et dans la direction radiale par rapport à l'axe du moteur par suite de la vorticité du courant. Il résulte de ces gradients de pression élevés que de l'air limite à pression élevée, se trouvant le long des surfaces intérieures des parois d'extrémité des aubes, entre et rompt le débit d'air du courant principal aérodynamique régulier traversant la turbine. Ces perturbations peuvent etre importantes et créent des pertes proportionnelles à la valeur des gradients de pression les produisant. La présente invention s'applique également à des moteurs à turbine à gaz contra-rotative, dans lesquels certaines aubes statiques ou leur totalité sont éliminées et comportent des étages contra- rotatifs dans lesquels des étages en alternance des aubes du rotor du compresseur procèdent à la compression du fluide de travail et dans la turbine extraient du travail de ce fluide. Dans le passé, on a proposé diverses techniques pour résoudre ce problème. L'une d'elles consiste à incliner les aubes dans la direction circonférentielle. Une autre propo- sition suggère d'évaser les aubes circonférentiellement vers l'extérieur dans la direction sur laquelle donne le côté sous pression, ou côté concave, de l'aube. Une autre proposition -3- consiste à incurver les aubes de façon que le côté sous pression, ou côté concave, de chaque aube soit tourné dans la direction des enveloppes des parois d'extrémité, d'o la formation d'une courbe en forme de "S". Cette courbe en forme de "S" provoque une réduction des gradients de la pression cironférentielle, ce qui a pour effet de limiter la possibi- lité d'obtention d'un moment de faible valeur, d'air à pression élevée s'écoulant entre le côté haute pression du canal et le côté basse pression pour entrer dans le débit d'air du courant principal. Bien que cette aube incurvée soit efficace pour réduire le gradient de la pression circonféren- tielle, elle a pour effet d'augmenter sensiblement le gradient de pression dans la direction radiale. La présente invention a pour objet principal un plan aérodynamique perfectionné pour turbomachine. La présente invention a pour autre objet un ensemble perfectionné d'aubes de turbine pour moteur à turbine à gaz. La présente invention a encore pour objet une aube perfectionnée avec un débit d'air amélioré. La présente invention a aussi pour objet une aube perfectionnée avec des gradients de pression plus faibles dans les directions radiale et circonférentielle. La présente invention a encore pour objet une aube perfectionnée avec des pertes plus faibles en marche qu'on peut attribuer à la fuite de l'air de la couche limite. La présente invention concerne un plan aérodynamique destiné à être utilisé dans une turbomachine. Ce plan comprend un côté pression et un côté aspiration et est incurvé circonférentiellement vers l'extérieur dans la direc- tion vers laquelle le côté aspiration est en regard. Un autre mode de réalisation de l'invention est un ensemble d'aubes de moteur à turbine à gaz ccaprenant des anneaux de renforcement intérieur et extérieur et un plan aérodyna- mique monté entre eux. Le plan est incurvé circonférentiel- lement vers l'extérieur dans la direction vers laquelle le -4- côté aspiration est en regard. Un mode de réalisation plus particulier de l'invention est un ensemble d'aubes de turbine comprenant des anneaux de renforcement intérieur et extérieur et un plan aérodyamique monté entre eux. Le plan est incurvé circonférentiellement vers l'extérieur et incliné dans le sens vers lequel le côté aspiration est en regard. La description qui va suivre se réfère aux figures annexées qui représentent respectivement: figure 1, une vue schématique en coupe d'un moteur à turbine à gaz comportant des turbines à haute et basse pression; figure 2, une vue partielle de l'ensemble des aubes de la turbine selon la présente invention; figure 3A, 3B et 3C, respectivement, des représenta- tions graphiques des lignes d'écoulement sans tourbillonne- ment du côté aspiration pour une aube de l'art antérieur qui est incurvée circonférentiellement vers l'extérieur dans le sens vers lequel le côté pression est en regard; une aube de l'art intérieur qui n'est pas du tout incurvée circonféren- tiellement; et une aube selon la présente invention qui est incurvée circonférentiellement vers l'extérieur dans le sens vers lequel le côté aspiration est en regard; figures 4A, 4B, et 4C, respectivement des représen- tations schématiques radiales montrant des lignes d'écoule- ment sans tourbillonnement sur l'enveloppe de la paroi extérieure pour une aube de l'art antérieur qui est circonfé- rentiellement incurvée vers l'extérieur dans le sens vers lequel le côté pression est en regard; l'aube de l'art antérieur qui est incurvée circonférentiellement vers l'ex- térieur dans le sens vers lequel le côté pression est en regard; une aube de l'art antérieur qui n'est pas du tout incurvée circonférentiellement; et une aube selon la présente invention qui est incurvée circonférentiellement vers l'extérieur dans le sens vers lequel le côté aspiration - 5 - est en regard; figure 5, une vue schématique, en partie en coupe, de l'ensemble des aubes de la turbine à partir de l'arrière et, plus particulièrement, de l'aube de turbine ayant une ligne d'empilage incurvée; figure 6, une vue schématique, en partie en coupe, d'une variante de réalisation de l'ensemble des aubes de la turbine à partir de l'arrière et, plus particulièrement, de l'aube de turbine ayant une ligne d'empilage incurvée qui est également inclinée. La figure 1 représente un moteur à turbine à gaz 8 entourant l'axe 10 du moteur, comprenant une soufflante 12, un compresseur 14, une chambre de combustion 16, une turbine haute pression 18 et une turbine basse pression 20. Entre les rangées 22 des aubes de la turbine sont interposés des ensembles 23 d'aubes de turbine comprenant des plans aérody- namiques désignés plus spécifiquement par aubes 24. En figure 2, on a illustré plus en détail un ensemble 23 comprenant les aubes de turbine 24 séparées par un canal 28. Selon un mode de réalisation de la présente invention, chaque aube 24 comprend un côté pression 30 et un côté aspiration 32. De plus, chaque aube 24 a une extrémité radialement extérieure 34, une extrémité radialement inté- rieure 36, et une partie intermédiaire 42. Chaque ensemble 23 comprend en outre un anneau extérieur 38 de renforcement et un anneau intérieur 40 de renforcement dont les surfaces intérieures définissent les limites extérieure et intérieure du trajet de circulation dans la turbine 20. Selon la présente invention, les gradients de pression dans le canal 28 peuvent être favorablement modifiés sans sensiblement compromettre la réalisation des aubes 24 consis- tant à les incurver circonférentiellement vers l'extérieur dans la même direction que celle vers laquelle le côté aspiration 32 est en regard. La forme de l'aube incurvée 24 est généralement un arc continu formant des angles aigus 44 -6- et 45 avec les plates-formes 38 et 40, respectivement. L'effet de la courbure de l'aube 24 est de diriger une partie 26 a du courant d'air principal 26, dans les directions radialement vers l'intérieur et vers l'extérieur, sur le côté pression 30 de l'aube. L'aube 24 a un bord avant 46 et un bord arrière 47 qui jouent un rôle important dans son fonctionnement tout en étant utiles pour définir sa forme aérodynamique. Les figures 3A, 3B et 3C illustrent graphiquement les gradients de pression créés dans la direction radiale par la vorticité de l'écoulement et situés à 1% du bord avant 46 (figure 2) pour deux configurations d'aubes de l'art anté- rieur et pour la présente invention. On a également repré- senté des croquis des courbures relatives des aubes respec- tives vues à partir de l'arrière de l'ensemble des aubes dans la direction de l'avant. Les figures 3A, 3B et 3C illustrent, respectivement, un plan aérodynamique de l'art antérieur qui est incurvé circonférentiellement vers l'extérieur dans la direction vers laquelle le côté pression est en regard; un plan de l'art antérieur qui n'est pas du tout incurvé circonférentiellement; et un plan de la présente invention qui est incurvé circonférentiellement vers l'extérieur dans la direction vers laquelle le côté aspiration est en regard, qu'on désignera ci-après par première direction. L'écoulement sans tourbillonnement 48a, 48b et 48c reflète le mouvement radial relatif du courant d'air à couche limite au moment de faible valeur. Comme représenté par l'écoulement 48c en figure 3c, le courant d'air à tourbillons produit par les gradients de pression d'une aube à l'autre, selon la présente invention, est entraîné vers le bas pour entrer dans le courant d'air principal suivant une étendue sensiblement moins grande que dans les réalisations de l'art antérieur. Les figures 4A, 4B et 4C illustrent le plan aérodyna- mique de l'art antérieur, qui est circonférentiellement incurvé vers l'extérieur dans la direction vers laquelle le 7 - côté pression est en regard; le plan de l'art antérieur qui n'est pas du tout incurvé circonférentiellement; et un plan de la présente invention qui est circonférentiellement incurvé vers l'extérieur dans la direction vers laquelle le c6té aspiration est en regard, respectivement. Les écoulements sans tourbillonnement 50a, 50b et 50Cc reflètent le mouvement circonférentiel relatif du courant d'air à couche limite au moment de faible valeur. Comme représenté par les écoulements 50c en figure 4C, le mouvement de ce courant d'air à couche limite au moment de faible valeur, selon la présente invention, entre dans le courant d'air aérodynamique principal régulier traversant la turbine et en provoque la rupture sur une étendue sensiblement moins grande que dans les réalisations de l'art antérieur. L'aube de la présente invention qui est incurvée circonférentiellement vers l'extérieur dans la direction vers laquelle le côté pression est en regard a pour effet de réduire le gradient de pression tant dans la direction radiale que dans la direction circonférentielle (comme illustré en figure 3C et 4C) par rapport aux réalisations de l'art antérieur. De cette façon, la possibilité pour un courant d'air de faible moment d'entrer dans le courant d'air principal est réduite, ce qui a pour effet de diminuer l'amplitude des pertes secondaires. La courbure circonférentielle d'une aube telle que l'aube de turbine 24 est définie par la forme de la ligne d'empilage 50 en figure 5. Dans le mode de réalisation préféré, la ligne 50 coincide avec le bord arrière 47 de la figure 2. Cette ligne est un paramètre d'étude à partir duquel les sections en coupe 49 du plan aérodynamique sont dessinées ou orientées. En figure 2, l'aube 24 présente une section en coupe constante sur sa longueur. Une forme de réalisation de l'invention, illustrée en figure 5, comporte une ligne 50 en forme d'arc, définie par un rayon 56 et une origine 54 tels qu'un rayon 56 tracé jusqu'à la partie - 8 -- intermédiaire 42 coupe la corde 52 de la ligne 50. Dans cette réalisation, l'aube 24 est incurvée mais non-inclinée de sorte que la corde 52 est colinéaire avec un premier rayon du moteur tracé à partir de l'axe 10 du moteur en passant par le point d'intersection 62 de la ligne 50 et de l'anneau intérieur de renforcement 40. Dans une autre forme de réalisation de l'invention, illustrée en figure 6, l'aube 24' est inclinée dans la direction vers laquelle le côté aspiration 32' est en regard. La corde 52' de la ligne 50' n'est pas sur la même ligne qu'un second rayon 70' du moteur. Ce second rayon 70' est tracé à partir de l'axe 10' du moteur en passant par le point d'intersection 62' de la ligne 50' et de l'anneau de renforcement intérieur 40' jusqu'à l'anneau extérieur 38', formant ainsi un angle aigu avec le second rayon 70' du moteur. Il apparaîtra à l'homme du métier que la présente invention n'est pas limitée aux modes de réalisation spécifi- ques décrits et illustrés ici. L'invention n'est pas non plus limitée aux stators de turbines. Au contraire, elle s'appli- que également aux rotors et stators employés dans les turbomachines. -- 9 --0 -9- REVENDICATION 1. Plan aérodynamique pour turbomachine, comprenant un côté pression (30) et un côté aspiration (32), caractérisé en ce qu'il est incurvé circonférentiellement vers l'extérieur dans une première direction, cette première direction étant la direction vers laquelle le côté aspiration est en regard. 2. Plan selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il est également incliné dans la première direction. 3. Plan aérodynamique pour turbomachine comprenant un côté pression (30), un côté aspiration (32), et une ligne d'empilage (50; 50') pour définir le profil du plan, caractérisé en ce que la ligne d'empilage est incurvée circonférentiellement vers l'extérieur dans une première direction, cette première direction étant la direction vers laquelle le coté aspiration est en regard. 4. Plan selon la revendication 3, caractérisé en ce que la ligne d'empilage a la forme d'un arc. 5. Plan selon la revendication 4, caractérisé en ce qu'il est également incliné dans la première direction. 6. Plan selon la revendication 4, comprenant une partie médiane (42), caractérisé en ce que la ligne d'empilage (50; ') en forme d'arc est définie par un rayon (56) ayant son origine sur une ligne perpendiculaire à la tangente de l'arc à la partie médiane du plan. 7. Ensemble d'aubes de turbine, comprenant un anneau de renforcement intérieur (40), un anneau de renforcement extérieur (38), et une aube de turbine (24) montée entre les anneaux, l'aube comportant un côté pression (30) et un côté aspiration (32), caractérisé en ce que l'aube est incurvée circonférentiellement vers l'extérieur dans une première direction, la première direction étant la direction vers laquelle le coté aspiration est en regard. 8. Ensemble d'aubes de turbine comprenant un anneau de renforcement intérieur (40), un anneau de renforcement extérieur (38), et une aube de turbine (24) montée entre les - 10 - anneaux, l'aube comportant un côté pression (30) et un coté aspiration (32), et une ligne d'empilage (50; 50'), caractérisé en ce que la ligne d'empilage est incurvée circonférentiellement vers l'extérieur dans la première direction. 9. Ensemble selon la revendication 8, caractérisé en ce que la ligne d'empilage a la forme d'un arc. 10. Ensemble selon la revendication 9, caractérisé en ce que le plan est également incliné dans la première direction.