INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Plus particulière dans le cas du système de dégivrage transpirant, il est intéressant de proposer une lèvre d’entrée d’air permettant notamment de limiter le rejet d’air chaud dans une veine d’écoulement secondaire (en air froid) d’une turbomachine d’un ensemble propulsif.
La présente invention propose ainsi une lèvre annulaire pour une nacelle d’un ensemble propulsif d’aéronef, la lèvre s’étend autour d’un axe de révolution X et qui comporte : - une paroi annulaire externe, - une paroi annulaire interne, - une paroi annulaire amont reliant lesdites parois annulaires externe et interne de manière à délimiter entre elles une cavité annulaire.
Selon l’invention, au moins une partie de la lèvre annulaire comprend au moins un revêtement de transfert thermique qui comporte un matériau en carbone allotrope.
Dans la présente demande, on entend par « revêtement de transfert thermique », un revêtement ayant pour fonction (ou capacité) d’échanger de la chaleur, en particulier cette chaleur se dirigeant d’un ou plusieurs éléments le plus chaud (par exemple, un flux d’air chaud provenant d’un dispositif de dégivrage ou anti-dégivrage) vers un ou plusieurs éléments le plus froid (par exemple, les parois de la lèvre présentant du givre) afin de réchauffer cet ou ces éléments froids. Pour cela, le revêtement est notamment réalisé dans un ou plusieurs matériaux présentant des propriétés thermiques favorisant le transfert thermique. A titre d’exemple, le revêtement selon l’invention présente des propriétés thermiques optimales lorsqu’elles sont supérieures aux propriétés thermiques de la lèvre annulaire et/ou du panneau acoustique composant la lèvre d’entrée d’air. Par exemple, les propriétés thermiques sont caractérisées par la conductivité thermique des matériaux formant le revêtement de transfert thermique, la lèvre annulaire et le panneau acoustique.
Par « carbone allotrope », on entend un matériau comportant du carbone sous ses formes allotropiques pour avoir des propriétés physiques (par exemple, conductivité thermique, point de fusion, dureté, etc.) et une réactivité chimique différentes, bien que les formes allotropiques soient constituées d’atomes identiques. A titre d’exemple, le carbone allotrope peut être suivant les deux formes suivantes les plus répandues : - du graphène qui est un cristal bidimensionnel d’atomes de carbone répartis régulièrement sur un réseau hexagonal en forme de nid d’abeilles, et - du diamant qui présente une forme cristalline transparente dure avec chaque atome de carbone entouré de quatre liaisons simples dans un arrangement tétraédrique.
Ainsi, le revêtement de transfert thermique réalisé en carbone allotrope présente une conductivité thermique élevée, notamment par rapport à celle de la lèvre réalisée en métal (tel que l’aluminium ou le titane). Ce revêtement en carbone allotrope permet donc d’améliorer les transferts thermiques aussi bien conductifs que radiatifs de la cavité de la lèvre vers les parois de la lèvre, et notamment de la cavité vers les parois d’un panneau annulaire acoustique lorsqu’il est disposé sur la paroi interne pour réchauffer par radiation la zone de la lèvre sous ce panneau acoustique. En effet, la chaleur provenant de la cavité de la lèvre se propage à travers le revêtement en carbone allotrope et la ou les parois de la lèvre, de façon à renforcer une absorption quasi-totale de cette chaleur pour réchauffer la ou les parois correspondantes. Par conséquent, la présence ou la formation de givre (ou de glace) sur les parois de la lèvre (et de manière générale sur la lèvre d’entrée d’air d’une nacelle) est évitée.
Par ailleurs, l’amélioration de la conduction thermique de la lèvre permet également de réduire l’énergie nécessaire pour le dégivrage ou l’antigivrage. En particulier, lorsque l’énergie est prélevée de la turbomachine pour alimenter la lèvre d’entrée d’air chaud afin de dégivrer (ou d’empêcher la formation de givre) les parois de la lèvre d’entrée d’air.
De plus, la lèvre d’entrée selon la configuration de l’invention permet de limiter (voire supprimer) le rejet d’air chaud (qui est requis pour dégivrer la surface externe de la paroi interne de la lèvre, notamment la zone de la paroi interne en regard d’un panneau acoustique lorsque la lèvre en est équipé) dans une veine d’écoulement d’air d’une turbomachine. En effet, le flux d’air chaud rejeté hors de la lèvre est compensé par les transferts thermiques dans la ou les zones de la lèvre comportant le revêtement en carbone allotrope.
La turbomachine 2 comporte également un ou plusieurs éléments annulaires 18, 18’.
Comme représenté sur les figures 2 à 4 notamment, l’élément annulaire 18 peut être agencé radialement entre le générateur de gaz 4 et la nacelle 3. L’élément annulaire 18 s’étend le long de l’axe longitudinal X-X sur une longueur sensiblement similaire à la longueur du générateur de gaz 4. L’élément annulaire 18 est pourvu, en amont, d’un bec 19 annulaire de séparation. L’agencement de cet élément annulaire 18 par rapport au générateur de gaz 4 définit une première veine annulaire interne 20 délimitée par un carter 5B du compartiment 5 du générateur de gaz 4 et une surface interne 18A de l’élément annulaire 18. L’agencement de l’élément annulaire 18 par rapport à la nacelle 3 définit également une seconde veine annulaire externe 21 qui est délimitée par une surface externe 18B de l’élément annulaire 18 et la surface interne 3A de la nacelle 3. Le bec 19 annulaire de séparation sépare le flux d’entrée d’air F0 entrant dans la nacelle 3 en un premier flux d’air F1 qui s’écoule dans la veine annulaire interne 20 et en un second flux d’air F2 qui s’écoule dans la veine annulaire externe 21. Le flux d’air F1 circulant dans la veine annulaire interne 20 est classiquement comprimé par des étages des compresseurs basse pression 8 et haute pression formés par la succession d’aubages de rotor 9 et de stator 10 avant d’entrer dans la chambre de combustion haute pression. L’énergie de combustion est récupérée par les étages de turbines haute pression puis basse pression 7 qui assurent l’entraînement des étages de compresseur 8 et la rotation de l’hélice 16 en amont. Le flux d’air F2 qui s’écoule dans la veine annulaire externe 21 participe, pour sa part, à fournir la poussée de la turbomachine 2.
Le rapport entre le flux d’air F2 s’écoulant dans la veine externe 21 et le flux d’air F1 s’écoulant dans la veine interne 20 est généralement appelé taux de dilution. De façon non limitative, l’ensemble 1 propulsif selon l’invention est à cycle variable c’est-à-dire qu’en fonction des phases de vol, le taux de dilution de l’ensemble 1 peut être modifié. À titre d’exemple, le taux de dilution de l’ensemble 1 au cours d’une phase de décollage ou d’atterrissage de l’aéronef AC est élevé de sorte à réduire le bruit et la consommation spécifique de carburant.
Dans un premier mode de réalisation préféré, l’ensemble 1 comporte, en outre, un premier aubage 22 de stator qui est agencé en amont du bec de séparation 19 et en aval de l’hélice 16. Les pales 23 de l’aubage 22 de stator sont réparties de manière circonférentielle autour de l’axe longitudinal X-X et s’étendent radialement sur toute une distance D0 entre le générateur de gaz 4 et la nacelle 3 de sorte que chacune des pales 22 est fixée par une première extrémité interne 23A au capot 15 et par une extrémité externe 23B qui est opposée à l’extrémité interne 23A à la surface interne 3A de la nacelle 3. En variante, les pales 23 pourraient être fixées que par l’intermédiaire d’une seule de leurs extrémité radiales, et pourraient par exemple être suspendues en étant fixées par leurs extrémités radialement externes à la nacelle 3. Comme les pales 23 s’étendent sur toute la distance D0 entre le capot 15 et la nacelle 3, elles n’influent pas sur le débit du flux d’entrée d’air F0 qui entre dans la nacelle 3 donc sur l’efficacité et l’opérabilité de l’ensemble 1. Par ailleurs, la présence de l’aubage 22 de stator permet de diminuer très fortement les turbulences du flux d’entrée d’air F0 en amont du bec 19 de séparation de sorte que l’incidence des pales des aubages de rotor 9 et de stator 10 de compresseur 8 n’est pas modifiée. Le générateur de gaz 4 ne subit donc pas d’effets indésirables dus aux changements du taux de dilution de l’ensemble 1 à cycle variable. En outre, la diminution des turbulences sur le flux d’entrée d’air F0 permet de réduire les pertes aérodynamiques de ce flux F0 ainsi que des flux d’air F1 et F2 circulant respectivement dans les veines interne 20 et externe 21 sur les bords de l’élément annulaire 18, du capot 15, de la nacelle 3, etc. en réduisant les surfaces de frictions.
Dans ce premier mode de réalisation, l’aubage 22 de stator est fixe de sorte que l’incidence de chacune des pales 23 ne varie pas, comme cela est représenté sur la . Dans le cadre de la présente invention on entend par aubage fixe, l’ensemble des pales montées radialement autour de l’axe longitudinal X-X et dont chacune des pales ne pivote pas autour de l’axe radial le long duquel elle est agencée.
Dans ce premier mode de réalisation préféré, l’ensemble 1 comporte également un second aubage 24 de stator qui est à calage variable. Les pales d’un aubage à calage variable peuvent tourner autour d’un axe radial R1 ou de manière inclinée par rapport à ce axe, selon lequel chacune des pales est agencée. En pratique, les pales peuvent tourner suivant un axe qui s’étend du pied à la tête de la pale. On voit que le carter n’est pas forcément rectiligne donc, selon la position de la pale, elle pourrait ne pas tourner forcément suivant un axe parfaitement radial. L’introduction d’aubages à calage variable permet notamment d’améliorer l’opérabilité de la turbomachine 2 pour un ensemble de conditions de vols et de diminuer son impact acoustique.
Dans la , l’ensemble propulsif 1 comprend en outre un autre aubage de stator 22 en amont de l’hélice 16, et une seconde hélice 30 en amont de cet autre aubage de stator 22. La référence 30 désigne une autre hélice montée en amont de la première hélice 16.
Comme représenté sur les figures 5 et 6, l’aubage 24 de stator est agencé radialement dans la veine interne 20 dans laquelle s’écoule le flux d’air F1 qui alimente le générateur de gaz 4. Les pales 25 de l’aubage 24 sont réparties radialement autour de l’axe longitudinal X-X et s’étendent sur une distance D1 qui correspond à la distance entre le carter 5A du générateur de gaz 4 et l’élément annulaire 18. Chacune des pales 25 est fixée à la surface interne 18A de l’élément annulaire 18 par une extrémité radiale 25B et à une au carter 5A du générateur de gaz 4 par un pied 25A. Chacune des pales 25 présente une incidence permettant de redresser axialement le flux d’air F1 entrant dans la veine interne 20. Comme évoqué dans ce qui précède, en variante, les pales 25 pourraient être fixées que par l’intermédiaire d’une seule de leurs extrémité radiales. Chacune des pales 25 peut pivoter autour d’un axe radial R1 (ou de manière légèrement inclinée par rapport à un tel axe, comme évoqué dans ce qui précède) selon lequel elle est agencée. Comme représenté sur les figures 5 et 6, l’aubage 24 de stator est agencé à l’entrée de la veine interne 20, c’est-à-dire en aval du bec 19 de séparation et en amont du premier aubage de rotor 9 du compresseur basse pression 8. À titre d’exemple, l’aubage 24 de stator à calage variable peut être un aubage directeur d’entrée à calage variable (IGV ou « Inlet Guide Vane » en anglais) qui présente une faible courbure et une faible perte par rapport à un aubage classique. Le choix d’un aubage directeur à calage variable permet d’assurer l’opérabilité de l’ensemble 1 à cycle variable. D’une part, le flux d’air F1 entre dans la veine interne 20 en étant en grande majorité redressé axialement par l’aubage 22 de stator ; il n’est donc pas nécessaire d’avoir un aubage de redressement classique à l’entrée de la veine interne 20. D’autre part, l’aubage de rotor 9 le plus en amont du compresseur basse pression 8 nécessite un certain niveau de co-turbulences qui ne doivent donc pas être éliminées par un aubage de redressement classique à l’entrée de la veine interne 20 d’alimentation du générateur de gaz 4. Toutes les turbulences ne devant pas être enlevées, la conception de l’aubage 22 de stator s’en trouve également facilitée.
Dans ce premier mode de réalisation particulier, la veine annulaire externe 21 est dépourvue d’aubage de stator depuis le bec 19 de séparation annulaire jusqu’à un plan radial P comme représenté sur la . Ce plan radial P est perpendiculaire à l’axe longitudinal X-X et passe sensiblement par l’aubage de stator 10 le plus en amont du compresseur basse pression 8 du générateur de gaz 4. Le flux d’air F2 entrant dans la veine externe 21 ne rencontre donc aucun aubage lors de son écoulement.
Dans une variante à ce premier mode de réalisation particulier illustrée à la , la veine annulaire externe 21 comprend un troisième aubage 26 de stator monté en aval du bec 19 de séparation annulaire. L’aubage 26 de stator est pourvu d’une pluralité de pales 27 agencées de façon circonférentielle autour de l’axe longitudinal X-X et s’étendant chacune dans une direction radiale sur une distance D2 qui correspond à la distance séparant radialement l’élément annulaire 18 et la nacelle 3. Chacune des pales 27 est fixée à la surface externe 18B de l’élément annulaire 18 par un pied de pale 27A et à la surface interne 3A de la nacelle par une extrémité radiale externe 27B. La présence d’un tel aubage 26 permet de redresser le flux d’air F2 si la partie supérieure du flux F0 d’entrée d’air, dont est issu le flux d’air F2, est plus déviée axialement que sa partie inférieure. Par ailleurs, chacune des pales 27 de l’aubage 26 est, de préférence, fixe et peut être traversé intérieurement par des câbles servant notamment à l’alimentation électrique du générateur de gaz 4. À titre d’exemple, l’aubage 26 de stator est agencé en aval ou au droit des bords d’attaque 25C des pales de l’aubage de stator 24 qui ne fait pas partie ici du compresseur basse pression 8. Au moins une partie de l’aubage 26 de stator est également agencée en amont ou au droit des bords d’attaque 10A des pales de l’aubage de stator 10 du compresseur basse pression 8 du générateur de gaz 4 de sorte que l’aubage 26 se situe proche de l’entrée de la veine externe 21 pour permettre un redressement du flux d’air F2. Plus exactement, les bords d’attaque des pales de l’aubage 26 peuvent être situés en aval ou au droit des bords d’attaque 25C de l’aubage 24, et en amont ou au droit des bords d’attaque 10A des pales de l’aubage 10. L’aubage 26 peut être du type OGV ( Outer Guide Vane ) par exemple.
Dans un deuxième mode de réalisation de l’invention représenté à la , l’aubage 22 de stator est à calage variable de sorte que l’incidence de chacune des pales 23 peut être modifiée angulairement. L’aubage 22 de stator à calage variable comprend des pales 23 aptes à pivoter autour de l’axe radial R2 ou de manière légèrement inclinée par rapport à cet axe. La veine annulaire externe 21 comprend également un aubage 26 de stator, de préférence fixe, monté en aval du bec 19 de séparation annulaire. L’aubage 26 de stator est pourvu d’une pluralité de pales 27 agencées de façon circonférentielle autour de l’axe longitudinal X-X et s’étendant chacune dans une direction radiale sur une distance D2 qui correspond à la distance séparant radialement l’élément annulaire 18 et la nacelle 3. Dans la veine interne 20 sont agencées uniquement des étages du compresseur basse pression 7 comportant notamment le premier aubage de rotor 9 suivi du premier aubage de stator 10. Le premier aubage que rencontre le flux d’air F1 après l’aubage de stator 22 est ainsi un aubage de rotor 9. Cela permet d’éviter d’introduire un aubage à calage variable et le mécanisme de commande associé dans l’élément 18, qui a un espace très restreint, et de le déporter plutôt dans la nacelle 3 où l’on dispose de plus de place. Un seul mécanisme de commande peut ainsi être utilisé pour influer sur deux flux. L’aubage 26 de stator peut être agencé en aval ou au droit des bords d’attaque 9A des pales de l’aubage de rotor 8. Plus exactement, les bords d’attaque des pales de l’aubage 26 peuvent être situés en aval ou au droit des bords d’attaque 9A de l’aubage 9. L’aubage 26 de stator peut également être agencé en amont ou au droit des bords d’attaque 10A des pales de l’aubage de stator 10 du compresseur basse pression 8 du générateur de gaz 4 de sorte que l’aubage 26 se situe proche de l’entrée de la veine externe 21 pour permettre un redressement du flux d’air F2.
Dans une variante de ce deuxième mode de réalisation représentée à la , la turbomachine 2 comporte également l’aubage 24 de stator à calage variable. L’aubage 24 de stator est agencé radialement entre l’élément annulaire 18 et la nacelle 3, à l’intérieur de la veine externe 21 dans laquelle s’écoule le flux d’air F2. L’aubage 24 est monté en aval du bec 19 de séparation annulaire. L’aubage 24 de stator à calage variable pourrait être agencé en amont de l’aubage 26 de stator fixe décrit dans ce qui précède. Il peut, en variante, être l’unique élément de la veine externe 21. Les pales 25 sont réparties radialement autour de l’axe longitudinal X-X et chacune est fixée, par son pied 25A, à la surface externe 18B de l’élément annulaire 18 et, par son extrémité externe 25A, à la surface interne 3A de la nacelle 3. Chacune des pales 25 est agencée suivant un axe radial R3 ou de manière légèrement inclinée par rapport à cet axe, autour duquel elle peut pivoter. Par ailleurs, dans ce deuxième mode de réalisation, la veine annulaire interne 20 est dépourvue d’aubage de stator agencé en amont de l’aubage de rotor 9 du compresseur basse pression 8. L’absence d’aubage particulier en amont des premiers aubages de rotor 9 et de stator 10 du compresseur 8 permet de réduire la longueur du générateur de gaz 4. Chacune des pales 25 de l’aubage 24 est alors située en aval des bords d’attaque 9A des pales de l’aubage de rotor 9 du compresseur 8 dans la veine interne 20 et en amont des bords de fuite 10B des pales de l’aubage de stator 10 du compresseur 8. Chacune des pales 25 de l’aubage 24 peut également être située au droit des bords d’attaque 9A des pales de l’aubage de rotor 9 et en amont des bords de fuite 10B des pales de l’aubage de stator 10. Les pales 25 peuvent également être situées en aval des bords d’attaque 9A des pales de l’aubage de rotor 9 et en amont des bords de fuite 10B des pales de l’aubage de stator 10. Elles peuvent, en outre, être agencées en aval des bords d’attaque 9A des pales de l’aubage de rotor 9 du compresseur 8 dans la veine interne 20, et au droit des bords de fuite 10B des pales de l’aubage de stator 10.
Comme représenté sur les figures 7 et 8, l’aubage 22 qui est agencé entre l’hélice 16 et le bec 19 de séparation annulaire est à calage variable. L’incidence de chacune des pales 23 est ajustée de sorte à redresser le flux F0 s’écoulant dans la nacelle 3 avant d’être séparé en deux flux F1 et F2. Le redressement axial du flux F0 par l’aubage 22 à calage variable permet au flux F1 dans la veine interne 20 de s’écouler face au bord d’attaque 9A de chaque pale du premier aubage de rotor 9 ce qui rend la présence d’un autre aubage de redressement inutile à l’entrée de la veine interne 20.
L’installation de l’aubage 24 à calage variable dans la veine externe 21 présente comme avantage, non seulement de redresser axialement le flux F2 mais également d’éliminer les turbulences du flux F0 qui peuvent être engendrées par les variations d’incidence des pales 23 de l’aubage 22.
Comme représenté sur la , cet ajustement dynamique peut également être réalisé par des pales 25 comprenant une portion aval 29 et une portion amont 28. La portion aval 29 peut être, à titre d’exemple, un élément structurel qui comporte le bord de fuite 25D de la pale 25. Cet élément structurel est fixé, par ses extrémités (non représentées), à la nacelle 3 et à l’élément annulaire 18. Cette partie amont 28 peut être creuse de sorte que des servitudes, telles que des câbles, peuvent la traverser dans la direction radiale au fin d’alimentation du générateur de gaz 4. La partie amont 28 est mobile en rotation autour d’un axe sensiblement radial commun avec l’axe le long duquel s’étend la partie aval 29. La partie amont 28 comporte le bord d’attaque 25C de la pale 25 et qui peut pivoter en fonction de l’incidence de l’aubage 22 en amont de sorte à assurer un redressement axial du flux F2 s’écoulant dans la veine externe 21. Pour ce faire, l’aubage 22 et l’aubage 24 sont connectés l’un à l’autre mécaniquement (non représenté). En variante, les changements d’incidence des pales 23 de l’aubage 22 sont compris entre 15 degrés et 20 degrés de sorte que l’aubage 24 peut être fixe. Un tel agencement offre l’avantage d’optimiser l’intégration d’éléments dans l’espace disponible dans les veines, cet espace étant d’autant plus réduit que l’élément annulaire peut requérir un dispositif de dégivrage.
L’aubage 22 comporte également des pales 22 pourvues d’une portion aval 29 comprenant un bord de fuite 23D et d’une portion amont 28 comprenant un bord d’attaque 23C. Dans un mode de réalisation particulier illustré à la , l’ensemble 1 comprend une turbomachine 2 à plusieurs flux. L’ensemble 1 comporte alors une seconde hélice de rotor 30 (ci-après « hélice 30 »). L’hélice 30 comporte une pluralité de pales s’étendant radialement autour de l’axe longitudinal X-X dans des directions radiales. Cette hélice 30 peut être un aubage de rotor agencé en amont d’une pluralité d’aubages de rotor et de stator formant les étages de compresseur présent dans la turbomachine 2. Comme représenté sur la , la rotation de l’hélice 30 génère une accélération d’un flux principal d’air FP. La nacelle 3 comporte également, sur une extrémité amont, un second bec 31 de séparation annulaire. Ce bec 31 de séparation permet de séparer le flux d’air principal FP accéléré par l’hélice 30 en le flux d’entrée d’air F0 qui s’écoule dans l’espace entre la nacelle 3 et le capot 15 et qui est accéléré par la rotation de l’hélice 16 et en un troisième flux d’air F3 qui s’écoule au-dessus de la nacelle 3.
En outre, l’ensemble peut comprendre une buse de pulvérisation 36 peut être disposée plus proche de la sortie de ventilation 62 que de l’entrée de ventilation 61, ladite buse 36 étant adjacente ou à proximité de la sortie de ventilation 62.
En particulier, dans un premier cas de figure, la buse de pulvérisation 36 est montée adjacente à l’entrée de ventilation 61, par exemple directement en aval de l’entrée de ventilation 61. Le jet de pulvérisation 38 interagit alors fortement avec le flux de ventilation. Le mélange du flux de ventilation avec le jet de pulvérisation 38 de l’agent d’extinction issu de ladite buse 36 pour former l’écoulement d’extinction est amélioré et est effectué sur une distance plus courte, dès l’entrée de ventilation 61. La buse 36 est ainsi configurée pour mélanger l'agent d'extinction aux flux de ventilation efficacement, et pour que l’écoulement d’extinction résultant forme un mélange homogène non comburant qui est diffusé dans toute la zone "feu" en suivant sensiblement le parcours de la ventilation normale.
Dans un deuxième cas de figure, un obstacle 63, par exemple un équipement de la turbomachine 2, un conduit de la turbomachine 2, une charnière, etc., est disposé à proximité de l’entrée de ventilation 61. Lorsqu’un tel obstacle 63 est présent, la buse 36 n’est plus positionnée au voisinage immédiat de ladite entrée de ventilation 61, mais est située à proximité de l’entrée de ventilation 61, par exemple en aval de l’obstacle 63 et de l’entrée de ventilation 61.