FR 3048727 A1 20170915 FR 1652089 A 20160314 1 Conduit d'entrée d'air pour une turbomachine d'aéronef DOMAINE TECHNIQUE La présente invention concerne le domaine des écoulements de fluide le long d'une surface présentant une forte déviation, et vise les entrées d'air de moteurs d'aéronef. ETAT DE L'ART Un conduit d'entrée d'air de turbomachine, en particulier une turbomachine d'aéronef a pour fonction de guider l'air depuis l'entrée d'air de la turbomachine jusqu'au générateur de gaz. Certaines turbomachines, tels que les moteurs à hélice non carénée, par exemple les turbopropulseurs ou les moteurs de type à doublet contrarotatif, peuvent comporter une entrée d'air dans la turbomachine avec un axe différent de l'entrée d'air dans le générateur de gaz par lequel l'hélice est entraînée. Leurs axes peuvent être décalés. C'est le cas généralement pour un turbopropulseur où l'axe de l'hélice est lui-même décalé (ou « offset » en anglais) par rapport à celui du générateur de gaz. Ce peut être le cas également dans un moteur à doublet contrarotatif à l'avant du moteur. La figure 1 montre une turbomachine de ce type avec deux entrées d'air d'axes décalés par rapport à celui de la turbomachine. La manche ou conduit d'entrée d'air comporte alors une zone où le flux d'air subit une forte déviation. Le conduit d'entrée d'air comprend dans ce cas entre l'entrée d'air et le générateur de gaz une section intermédiaire de forme relativement complexe, avec le cas échéant un canal d'évacuation de particules formant piège, qui s'étend sensiblement selon l'axe de l'entrée d'air dans la nacelle et qui permet d'évacuer des corps étrangers afin qu'ils n'entrent pas dans le générateur de gaz. 3048727 2 La section intermédiaire a, vu de côté, une forme générale en col de cygne dont l'extrémité amont est raccordée à l'entrée d'air dans la nacelle et dont l'extrémité aval est raccordée par un canal d'alimentation à l'entrée d'air dans le générateur de gaz. Le canal d'alimentation est situé 5 radialement vers l'intérieur par rapport au canal d'évacuation et la section intermédiaire comprend une partie de raccordement d'un canal à l'autre. Il existe d'autres types d'entrée d'air, chacune de ces entrées d'air comportant une partie de raccordement formant une déviation du flux d'air. Le conduit d'entrée d'air a pour rôle d'alimenter le générateur de gaz 10 en air de la manière la plus homogène possible. Toutefois, la forme complexe du conduit précité génère des distorsions dans le flux d'air alimentant le générateur de gaz, ce qui a une influence négative sur les performances et l'opérabilité de la turbomachine. Cette distorsion est essentiellement due au décollement des filets d'air produit par la forte 15 déviation du flux d'air dans la section intermédiaire précitée. Une solution à ce problème consisterait à incorporer des générateurs de vortex ou tourbillons dans l'extrémité amont du conduit d'entrée d'air pour dynamiser la couche limite et réduire le décollement. Il pourrait s'agir par exemple d'une transposition de dispositifs passifs 20 mettant en oeuvre des moyens générateurs de tourbillons visant à contrôler le décollement de l'air sur les aubes de turbomachines. Le brevet FR 2 976 634 au nom du présent demandeur décrit un tel dispositif. Il apparaît malheureusement que cette solution bien que fonctionnelle ne serait pas suffisamment efficace dans ce type de configuration. En effet, le conduit 25 s'ouvre très fortement au niveau de la déviation et les perturbations nécessaires pour limiter le décollement de la couche limite ne peuvent être fournies par un dispositif de ce type. Une autre solution connue de l'art antérieur comprend un système de contrôle actif du décollement de la couche limite dans les conduits 30 d'entrée d'air à fortes déviations. Par exemple, il est connu des dispositifs avec aspiration de l'air dans la couche limite du flux circulant dans le 3048727 3 conduit empêchant son décollement ou bien avec injection d'air à très haute vitesse parallèlement à la paroi de manière à augmenter localement la quantité de mouvement de la région interne de la couche limite et retarder la séparation de la couche limite et / ou réduire l'intensité de celle- 5 ci. De tels dispositifs sont complexes et nécessitent l'installation d'éléments pour la circulation de l'air, par aspiration ou soufflage, dans un compartiment de la nacelle à proximité du conduit. La présente invention a pour but de proposer un système permettant de réduire le décollement de flux dans le conduit d'entrée d'air de façon 10 ciblée et ainsi de réduire la distorsion au niveau du compresseur en impactant le moins possible l'opérabilité et les rendements. EXPOSE DE L'INVENTION 15 L'invention propose un conduit d'entrée d'air de turbomachine, en particulier de turbomachine d'aéronef comprenant un générateur de gaz, s'étendant axialement entre l'entrée d'air et le générateur de gaz, présentant une première partie axiale et une seconde partie déviée angulairement par rapport à la première, susceptible d'entraîner, dans une 20 zone de décollement, un décollement de la couche limite formée par un flux d'air le long de la paroi du conduit, et un dispositif de contrôle dudit décollement de la couche limite. Conformément à l'invention, le conduit est caractérisé par le fait que le dispositif de contrôle comprend un tube de soufflage d'air débouchant 25 par au moins un orifice d'injection d'air directement en amont de la zone de décollement, dans la couche limite formée le long de la paroi du conduit, le tube de soufflage étant relié à une prise d'air située en amont de l'orifice d'injection d'air ou dans la zone de décollement et comprenant un moyen compresseur d'air entre la prise d'air et l'orifice d'injection d'air. 30 Conformément à une autre caractéristique, l'orifice d'injection d'air dans la couche limite est situé directement en amont de ladite seconde 3048727 4 partie déviée du conduit. L'orifice peut être de différentes formes, généralement une ou plusieurs fentes, et est situé directement en amont de la partie de la paroi présentant une courbure inclinée vers l'axe du générateur de gaz. 5 Selon un mode de réalisation, soit la prise d'air est située sur la première partie de paroi axiale du conduit où la couche limite est collée à la paroi, soit la paroi forme une lèvre à son embouchure amont ménageant une gorge, la prise d'air étant ménagée dans ladite gorge. Conformément à un mode de réalisation préféré, la prise d'air est 10 située en aval de l'orifice d'injection, le long de la partie de paroi, dans la zone de décollement. Cette dernière solution présente l'avantage de permettre la mise en oeuvre d'un dispositif compact en raison de la proximité de la prise d'air et de l'orifice d'injection. En cas de panne du système de soufflage, il est avantageux de 15 disposer d'une vanne d'obturation sur au moins l'un de la prise d'air et de l'orifice d'injection. De préférence, la prise d'air et l'orifice d'injection sont pourvus chacun d'une vanne, lesdites vannes étant commandées par un même système de commande avec par exemple un même moteur pour les deux vannes. Ceci empêche que des flux d'air non contrôlés puissent 20 s'installer, et perturber la couche limite au niveau de l'injection. La présente invention s'applique à toute entrée d'air subissant une forte déviation entraînant un décollement de couche limite telle que dans un moteur à hélice non carénée, de type turbopropulseur ou bien à doublet d'hélices contrarotatives par exemple. 25 Ainsi l'invention porte aussi sur une turbomachine à hélice non carénée d'aéronef, tel qu'un turbopropulseur ou un moteur à doublet d'hélices contrarotatives, comprenant un conduit d'entrée d'air ainsi caractérisé. Plus particulièrement, elle porte sur une turbomachine dont l'entrée d'air comprend une partie axiale et une partie intermédiaire, la 30 partie intermédiaire divisant la partie axiale en deux portions de conduit, une portion déviée angulairement par rapport à ladite partie axiale (se 3048727 5 raccordant par exemple au conduit d'alimentation en air du générateur de gaz) et une partie (pouvant former piège de particules) dans le prolongement axial de ladite partie axiale. La présente invention propose ainsi une solution simple, efficace et 5 économique. DESCRIPTION DES FIGURES L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques 10 et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 est une vue en coupe avec perspective d'un moteur open rotor montrant le conduit d'entrée d'air auquel s'applique l'invention ; 15 - la figure 2 est un schéma illustrant le phénomène de décollement de la couche limite quand la paroi amorce une forte déviation ; - la figure 3 est un schéma montrant un premier mode de réalisation de l'invention ; - la figure 4 est un schéma montrant un deuxième mode de réalisation de 20 l'invention ; - la figure 5 est un schéma montrant un troisième mode de réalisation de l'invention ; - la figure 6 est un schéma montrant un quatrième mode de réalisation de l'invention. 25 DESCRIPTION DETAILLEE DE MODES DE REALISATION DE L'INVENTION On se réfère d'abord à la figure 1 qui représente l'avant d'un 30 exemple de moteur à doublet d'hélices non carénées, connu également sous l'expression « open rotor », vu en coupe axiale avec perspective trois 3048727 6 quart avant. La turbomachine comprend deux hélices contrarotatives 11, à l'avant, entraînées par un moteur situé dans le prolongement aval de l'axe du doublet d'hélices 11. Immédiatement en aval, deux entrées d'air 10 et 12 sur la nacelle alimentent en air le générateur de gaz, non visible sur la 5 figure. Les entrées d'air 10 et 12 sont situées de part et d'autre du carter 13 - ici en haut et en bas - dans lequel est logé le mécanisme d'entraînement et de commande des hélices du doublet 11. Les entrées 10 et 12 présentent une lèvre 10a et 12a formant un bord d'attaque et communiquent avec deux conduits d'entrée d'air 16 et 18 ici à section 10 oblongue. Ces deux conduits 16 et 18 convergent en un canal annulaire unique 14 en aval dudit carter 13 et qui forme le canal 14 d'alimentation en air du générateur de gaz. Les deux entrées 10 et 12 étant radialement éloignées de l'axe moteur XX', les deux conduits ou manches 16 et 18 comprennent une section de transition inclinée radialement pour rejoindre 15 le canal d'alimentation annulaire 14. Pour le conduit 18, le profil de la paroi radialement le plus proche de l'axe présente donc une première partie 18A éloignée de l'axe puis une seconde partie 18D à pente tournée vers l'axe se raccordant avec la partie 18E du canal 14 d'alimentation du moteur. Il en est de même pour le conduit d'entrée d'air 16. A l'entrée de cette seconde 20 partie 18D de paroi inclinée vers l'axe, le conduit 18 s'élargit en raison de la présence d'un piège pour les particules et les corps étrangers. Le flux d'air s'écoulant le long du conduit 18 d'entrée d'air subit en cet endroit une déviation importante, les particules suivant une trajectoire axiale vers le canal 15 du piège formant une troisième partie du conduit. Il est à noter le 25 dièdre de séparation 15S entre le canal 15 formant la troisième partie du conduit et la partie du conduit débouchant dans le canal 14 d'alimentation du générateur de gaz. Les conditions aérodynamiques sont susceptibles d'induire un décollement de la couche limite le long de la paroi interne quand elle passe de la première partie 18A parallèle à l'axe du moteur à la 30 seconde partie 18D inclinée. Cette zone est dite zone de décollement. Le 304 872 7 7 décollement vient perturber l'écoulement et créer des distorsions qui affectent les performances et l'opérabilité du générateur de gaz à l'aval. Conformément à l'invention, on place un dispositif de contrôle actif de la couche limite. 5 Sur la figure 3, selon un premier mode de réalisation, lorsqu'il existe une gorge 12g entre la lèvre 12a de l'entrée du conduit d'air 18 et la nacelle ; on met à profit le fait que la gorge est une région d'arrêt pour l'écoulement et que dans cette zone la pression statique est élevée. Par ailleurs dans le conduit d'air, en aval, la pression statique est plus faible, 10 avec une dépression locale induite par la déviation de la paroi. Cette différence de pression est exploitée pour ménager une prise d'air 22 dans la gorge et induire un soufflage 24 dans la couche limite au niveau en particulier de la partie de paroi entre les deux parties axiale 18A et déviée 18D présentant une courbure inclinée vers l'axe de la turbomachine. 15 Comme mentionné plus haut l'air injecté à haute vitesse parallèlement permet d'augmenter la quantité de mouvement de la région interne de la couche limite de manière à éviter la séparation de la couche limite. Des vannes non représentées peuvent être prévues pour commander l'injection d'air. 20 Cette solution présente un autre avantage dans la mesure où la zone d'arrêt située dans la gorge pénalise la traînée nacelle et potentiellement la qualité de l'écoulement capté par l'entrée d'air en créant des recirculations locales dans la gorge. En extrayant l'air dans la gorge, la zone d'arrêt et donc les pénalités associées sont réduites. 25 Bien que la différence de pression soit notable, il est souhaitable de prévoir un moyen de compression 26 entre la prise d'air 22 et le soufflage 24 de manière à favoriser l'aspiration de l'écoulement de la gorge 12g. Un autre mode de réalisation est présenté en relation avec la figure 4. Il consiste à prélever l'écoulement depuis la zone de décollement où la 30 couche limite est décollée pour l'injecter en amont de la zone où se produit la séparation de la couche limite. Ceci permet à la fois d'énergiser la 3048727 8 couche limite et de réduire ultérieurement l'extension du décollement, en exploitant de façon optimale les avantages du soufflage et de l'aspiration de l'écoulement en proche paroi. Le prélèvement 122 est réalisé en pratique dans la partie de la paroi déviée 18D en aval de la partie avec 5 courbure. Le conduit d'air forme dans cette zone une chambre dite de tranquillisation. L'air prélevé en 122 est comprimé par un moyen de compression 126 et injecté en 124 à travers un ou plusieurs orifices dans la paroi de préférence situés au niveau de la zone avec courbure entre les parties axiale 18A et déviée 18D. 10 La figure 5 montre une configuration 220 avec un compresseur 226 et un système 227 de contrôle de vannes 223 et 225 commandant respectivement la prise d'air 222 et le soufflage 224. Les vannes s'ouvrent préférentiellement en phase de décollage de l'aéronef, lorsque les turbulences dans la veine sont les plus importantes. 15 La figure 6 montre une variante 320 où la prise d'air 322 est située en amont de la zone d'injection 324 d'air, de préférence à proximité. L'injection d'air est réalisée à travers des orifices situés directement en amont de la zone où la couche limite est susceptible de se décoller par exemple avant la courbure entre les parties axiale 18A et déviée 18D. Là 20 encore, un compresseur 326 permet d'élever la pression entre la prise d'air et le soufflage. Un système 327 commande les vannes 323 et 325 comme dans la solution précédente. On a décrit la solution de l'invention pour le conduit d'entrée d'air 18 dans la structure de la figure 1. La solution s'applique également au conduit 25 d'entrée d'air 16. REVENDICATIONS1. Conduit (16, 18) d'entrée d'air de turbomachine, en particulier une turbomachine d'aéronef comprenant un générateur de gaz, s'étendant axialement entre l'entrée d'air et le générateur de gaz, présentant une première partie (18A) de paroi axiale et une seconde partie (18D) de paroi déviée angulairement par rapport à la première, susceptible d'entraîner, dans une zone de décollement, un décollement de la couche limite formée par un flux d'air le long de la paroi du conduit, et un dispositif de contrôle dudit décollement de la couche limite, caractérisé par le fait que le dispositif de contrôle (20, 120, 220, 320) comprend un tube de soufflage d'air (24, 124, 224, 324) débouchant par au moins un orifice d'injection d'air directement en amont de la zone de décollement, le tube de soufflage étant relié à une prise d'air (22, 122, 222, 322) située en amont dudit orifice d'injection ou dans la zone de décollement et comprenant un moyen compresseur d'air (26, 126, 226, 326) entre la prise d'air et l'orifice d'injection d'air. 2. Conduit selon la revendication précédente dont l'orifice d'injection d'air dans la couche limite est situé directement en amont de ladite seconde partie (18D) déviée de la paroi. 3. Conduit selon la revendication 1 ou 2 dont la prise d'air (322) est située sur la première partie (18A) de paroi axiale du conduit où la couche limite est collée à la paroi. 4. Conduit selon la revendication 1 ou 2, dont la paroi forme une lèvre (12a) à son embouchure amont ménageant une gorge (12g), la prise d'air étant ménagée dans ladite gorge. 5. Conduit selon la revendication 1, dont la prise d'air (122, 222) est située en aval de l'orifice d'injection, le long de la partie (18D) de paroi, dans la zone de décollement. 304 872 7 10 6. Conduit selon l'une des revendications précédentes dont au moins l'un de la prise d'air ou de l'orifice d'injection est pourvu d'une vanne (223, 225 ; 323, 325) d'obturation. 7. Conduit selon la revendication précédente dont la prise d'air et 5 l'orifice d'injection sont pourvus chacun d'une vanne, lesdites vannes étant commandées par un même système de commande (227, 327). 8. Turbomachine à hélice non carénée d'aéronef, caractérisée en ce qu'elle comprend un conduit d'entrée d'air selon l'une des revendications précédentes. 10 9. Turbomachine selon la revendication précédente dont le conduit d'entrée d'air comprend une partie axiale et une partie intermédiaire, la partie intermédiaire divisant la partie axiale en deux portions de conduit, une portion déviée angulairement par rapport à ladite partie axiale et une partie dans le prolongement axial de ladite partie axiale 15