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WO2017187093A1 - Ensemble de redressement de flux d'air et turbomachine comprenant un tel ensemble - Google Patents

Ensemble de redressement de flux d'air et turbomachine comprenant un tel ensemble Download PDF

Info

Publication number
WO2017187093A1
WO2017187093A1 PCT/FR2017/051002 FR2017051002W WO2017187093A1 WO 2017187093 A1 WO2017187093 A1 WO 2017187093A1 FR 2017051002 W FR2017051002 W FR 2017051002W WO 2017187093 A1 WO2017187093 A1 WO 2017187093A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
turbomachine
blade
blades
radially
end portion
Prior art date
Application number
PCT/FR2017/051002
Other languages
English (en)
Inventor
Cédric ZACCARDI
Kaëlig Merwen ORIEUX
William Henri Joseph RIERA
Original Assignee
Safran Aircraft Engines
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines filed Critical Safran Aircraft Engines
Priority to US16/096,832 priority Critical patent/US11280204B2/en
Priority to GB1817365.8A priority patent/GB2564366B/en
Publication of WO2017187093A1 publication Critical patent/WO2017187093A1/fr

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/042—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
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    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/15—Two-dimensional spiral
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a rectifying stage of an air flow for a turbomachine, and more particularly to an air flow rectification assembly positioned downstream of a fan, in a secondary flow.
  • a turbofan engine includes a fan whose output stream is divided into a primary flow, directed to the compressors, the combustion chamber and turbines of the turbomachine, and a secondary flow providing an essential part of the thrust.
  • Turbomachines comprise, for this purpose, rectifying assemblies comprising vanes commonly known as OGVs (acronym for Outlet Guide Vane) having a leading edge and a trailing edge between which extend an underside face. and an extrados face for straightening the flow of air.
  • OGVs acronym for Outlet Guide Vane
  • FIG. 1 of the present application discloses, as represented in FIG. 1 of the present application, an assembly 10 for rectifying an air flow of a turbomachine, comprising two rings 12, 14 coaxial radially inner and outer respectively between which vanes 16 of stator fixed to a first end portion 18 on the radially inner shell 12 and a second end portion 20 on the radially outer shell 14.
  • the vanes 16 may be made of composite material and comprise a useful portion 22 extending between the two end portions 18, 20 and defining a lower face 21 and an extrados face 23 for straightening the air flow.
  • the blade section could be of reduced advantage, however the efforts to which the blades are subjected in operation currently do not allow to reduce the section of the blades without creating an increased risk of disbanding the constituent fiber layers blades.
  • the efficiency of the prior art recovery assembly is not optimal. Indeed, it was possible to observe the formation of vortices in the vicinity of the extrados of the blades, at the level of the attachment of the blades with the radially inner shell, these vortices then generating a turbulence in the air flow at the outlet of the rectifying assembly which reduces the propulsive efficiency of the turbomachine.
  • the straightening assembly is subjected to a twisting force around its axis which is applied to the inner ferrule or the outer ferrule, which tends to rotate the inner ferrule relative to the outer ferrule. Also a simple reduction of the mass of the blades, and more particularly of their section, can not make it possible to increase their mechanical resistance.
  • the invention aims in particular to provide a simple, effective and economical solution to this problem.
  • the invention proposes a turbomachine with a dual flow comprising an upstream fan wheel and a set of upstream rectification of an air flow of a secondary annular vein delimited radially inwardly by a radially inner shell and radially to the outside by a radially outer shell, blades of composite material extending between the radially inner and outer shrouds and being attached to a first end portion at the radially inner shell and a second end portion at the radially outer shell, the blades comprising a useful part extending between said first and second end portions and defining a lower surface and an upper surface, characterized in that for each blade, in a plane perpendicular to the axis of the ferrules internal and external, a line passing through a junction between said first and second end portions and the useful part forms with a radius of the inner ferrule passing through the junction between said first end portion and the useful portion of said blade angle a such that 0 ° ⁇ a ⁇ 90 °.
  • the metal blades are substantially radial, the angle a being close to zero degrees and the number of blades is chosen according to the criteria of aerodynamic recovery efficiency as well as the mechanical strength characteristics of the set of recovery. Complex problems arise then to pass from metal blades to vanes made of composite material.
  • the composite blades are longer and / or thicker than the metal blades to obtain suitable mechanical characteristics, it is possible that the number of blades is too high for all the blades to be housed circumferentially while maintaining suitable aerodynamic characteristics for the rectifier assembly.
  • the parameters can be set more freely, in particular because the internal ferrule diameter of the order of 1500 mm or 1700 mm makes it possible to have sufficient space between the blades to manage more easily on the one hand the aerodynamic aspects and on the other hand the mechanical constraints as well as the mounting constraints.
  • design issues arise in attempting to tilt the vanes with respect to the inner shell, taking into account flow rates and flow rates of secondary flow air. For example, by modifying the spacing between the blades, it is a question of considering the constraints related to the creation of corner vortices substantially at the bottom of the blades, while still considering the difficulties resulting from the requirements of mechanical strength.
  • aerodynamic characteristics are specific for secondary vein flow rectification assemblies downstream of the fan. Thus, it is not likely to transpose known results, for example for metal vanes used for flows of primary turbine flow, at the output of this primary turbomachine flow.
  • Such an assembly makes it possible to increase the aerodynamic efficiency of the assembly, and therefore of the turbomachine, while reducing its mass and therefore, consequently, its environmental impact.
  • the orientation of the blades as defined above and, in more detail below, allows the blades work in traction / compression for the benefit of better strength.
  • the angle ⁇ may be such that 30 ° ⁇ a ⁇ 90 °.
  • the above recovery set may comprise between 16 and 24 blades.
  • the assembly comprises 20 blades.
  • For a recovery assembly with blades of composite material of a Twenty dawn results are convincing unlike the usual results.
  • the outer diameter of the radially inner shell may be at least 1000 mm.
  • the outer diameter of the radially inner shell may be less than 1300 mm.
  • At least one of the first end portion or the second end portion is curved in a first direction in the circumferential direction relative to the useful portion of the blade.
  • said first circumferential direction is oriented towards the extrados face of an adjacent blade.
  • the second end portion of the blade is curved and oriented towards the intrados face of an adjacent blade. This configuration is particularly interesting because it allows to solicit said end portion of the blade in compression, or in traction, rather than bending.
  • the first end portion extends substantially in the extension of the useful part of the blade. According to one embodiment, said first and second end portions are curved in the same circumferential direction.
  • the second end portion comprises a first connecting strip to the outer shell curved in the first direction in the circumferential direction relative to the useful part of the blade and a second connecting strip to the outer shell curved in a second circumferential direction opposite to the first circumferential direction.
  • the assembly comprises at least one hollow servitude passage arm arranged in the downstream extension of a blade.
  • FIG. 1 is a schematic front view of a recovery assembly of the prior art
  • FIG. 2 is a simplified half-section of a turbomachine comprising a recovery assembly according to the invention
  • FIG. 3 is a simplified front view of the straightening assembly according to the invention, according to a first embodiment
  • FIG. 4a is a schematic view showing the attachment of the turbomachine according to a first variant
  • FIG. 4b is a schematic view showing the attachment of the turbomachine according to a second variant
  • - Figure 5a is a schematic view showing the attachment of a blade of the recovery assembly of Figure 3 according to a first variant
  • - Figure 5b is a schematic view showing the attachment of a blade of the recovery assembly of Figure 3 according to a second variant
  • FIG. 5c is a schematic view showing the attachment of a blade of the recovery assembly of Figure 3 according to a third variant
  • FIG. 5d is a schematic view showing the attachment of a blade of the straightening assembly of FIG. 3 according to a fourth variant
  • FIG. 6 is a front view of the recovery assembly according to the invention, according to a second embodiment.
  • FIG. 3 is a schematic representation of a first embodiment of an assembly 24 for rectifying an air flow, or air flow, in a secondary air stream of a turbomachine. front view, and in Figure 2 a half section of a turbomachine 26 comprising said set 24 rectification.
  • This assembly 24 comprises two radially inner and outer coaxial ferrules 28, 30, respectively, between which blades 32 extend.
  • the blades 32 are made of composite material so as to reduce the mass of the recovery assembly 24.
  • the outer shell 30 has a diameter of between 1500 and 2500 mm
  • the inner shell 28 has a diameter of between 1000 and 1300 mm, preferably less than 1300 mm.
  • the assembly 24 comprises at least one hollow arm 34 for the passage of servitudes such as, for example, transmission means or fluid lines.
  • the assembly 24 comprises two hollow crossing arms 34 extending in the downstream extension of a blade 32 so that the flow of the secondary air stream or that little impacted by the presence of the arms 34.
  • the hollow arms 34 are at number of two, being opposed to each other and positioned respectively at 6h and 12h according to a time dial.
  • the assembly 24 could comprise a single arm 34 or on the contrary a greater number, for example three, without these being distributed equidistantly angularly.
  • the assembly 24 could have no arms 34.
  • the arms 34 may comprise a profile flaring in its downstream part in order to further reduce the disturbances caused by the presence of the arms 34.
  • a fairing may be positioned between the blade 32 and the hollow arm 34 in order to guiding the flow of air and avoiding the formation of turbulence axially between an arm and the blade arranged upstream.
  • the rectification assembly 24 is positioned downstream of a fan wheel 36 according to the arrow 38 representing the direction of air flow in the turbine engine 26, the radially inner shell 28 surrounding a low pressure compressor 40.
  • the blades 32 of the straightening assembly 24 are attached to a first end portion 42 to the radially inner shell 28 and a second end portion 44 to the radially outer shell 30, and include a useful portion 46 which extends between the two end portions 42, 44 and defines a lower face 48 and an extrados face 50 for straightening the secondary flow so that the secondary flow flows substantially laminar downstream of the assembly 24 of recovery.
  • the intrados face 48 is oriented towards the radially outer shell 30 and the extrados face 50 is oriented towards the radially inner shell 28.
  • FIGS. 5a to 5d show a schematic cross-sectional view of a blade 32 in a plane of section perpendicular to an axis AA of revolution of the turbomachine 26.
  • a line is drawn (reference “d” in FIGS. 5a to 5d) passing through the junction between said first and second end portions 42, 44 and the useful part 46 of the blade 32, this line forming with a radius of the radially inner ferrule 28, passing through the junction between the first end portion 42 and the useful part 46 of said blade 32, an angle ⁇ such that 0 ⁇ a ⁇ 90 °, and preferably between 80 ° and 90 ° , and in particular to the nearest of 90 °.
  • a 90 ° is an effective value at which the blades 32 are, substantially from their foot, tangent to the inner ferrule 28.
  • this angle a also makes it possible to increase the service life of the blades 32 with respect to the composite blades 32 of the prior art. Indeed, composite materials offer better resistance to traction and compression.
  • the angle ⁇ is approximately 60 ° and the assembly 24 comprises twenty blades 32.
  • FIGs 4a and 4b show two types of attachment F of the turbine engine 26 to an aircraft, the fasteners F being shown schematically in the figures.
  • the turbine engine 26 is fixed to the aircraft by its ferrule 30 radially external. Therefore, in operation, the rotation of the blower wheel 36 prints, as shown by the solid line arrow in FIG. 4a, a torsion stress to the ferrule tending to rotate the ferrule 28 radially inwardly. counterclockwise when looking in the direction of flow of the air flows. This rotational movement then makes the blades 32 of the assembly 24 of the prior art work in flexion. On the other hand, in the assembly 24 of the present invention, the blades 32 work in tension.
  • the turbine engine 26 is fixed to the aircraft by its ferrule 28 radially internal.
  • the rotation of the blower wheel 36 prints, as shown by the dashed arrow in FIG. 4a, a torsion stress to the ferrule tending to rotate the radially outer ferrule 30 counterclockwise in a counterclockwise direction. the flow direction of the air flows.
  • This rotational movement also causes the blades 32 of the assembly 24 of the prior art to flex.
  • the blades 32 work in compression.
  • the assembly 24 illustrated in Figures 4a and 4b is an assembly according to the first embodiment of the invention, that is to say that it comprises twenty blades 32 each having an angle is d about 60 degrees.
  • FIGS. 5a to 5d also highlight various modes of attachment of blades 32 to ferrules 28, 30 radially inner and outer.
  • the first end portion 42 and the second end portion 44 serving to fix the vane 32 on the radially inner ferrule 28 and the radially outer ferrule, respectively, may have a curvature to ensure compliance with the angle a.
  • At least one of the end portions 42, 44 can be bent in a first direction in the circumferential direction relative to the useful part 46 of the blade 32. Said first circumferential direction is oriented towards the face 50 of the upper surface. an adjacent dawn.
  • each end portion 42, 44 may also be bent in a second circumferential direction to the intrados face 48 of an adjacent blade 32.
  • At least one of the end portions 42, 44 may extend substantially in the extension of the useful part 46 of the blade 32.
  • a first attachment mode shown in FIG. 5a, the first end portion 42 extends substantially in the extension of the useful part 46 of the blade 32 and the second end portion 44 is bent in the first circumferential direction.
  • This mode of attachment is ideal since it makes it possible to avoid the deliaisons of the constituent layers of fibers of the blades 32, to the right of their fixing on the ferrules 28, 30.
  • the two end portions 42, 44 of the blade 32 are bent in the first circumferential direction. More specifically, the first end portion 42 is bent so as to first form a fold towards the useful part 46 of the blade 32 and then substantially follow the contour of the radially inner shell 28.
  • first end portion 42 extends substantially in the extension of the useful part 46 of the blade 32 and the second end portion 44 is split into two strips. 52, 54 link, also called untied.
  • a first connecting strip 52 is bent in the first circumferential direction, that is to say in the circumferential direction relative to the useful part 46 of the blade 32 towards the extrados face 50 of an adjacent blade 32, and second connecting strip 54 is curved in a second circumferential direction opposite to the first circumferential direction.
  • the first end portion 42 is bent in the first circumferential direction and the second end portion 44 is bent in the second circumferential direction. More specifically, the first end portion 42 is bent so as to first form a fold towards the useful part 46 of the blade 32 and then substantially follow the contour of the radially inner shell 28.
  • the attachment of the blades 32 to the ferrules 28, 30 radially inner and outer is achieved by bolting 56 portions end 42, 44, strips 52, 54 of connection, if any, on said ferrules 28, 30 radially inner and outer.
  • This method of attachment offers the advantage of good mechanical strength against the forces experienced by the blade 32, and allows rapid assembly and disassembly to facilitate and accelerate maintenance operations.
  • FIG. 6 illustrates a second embodiment of the assembly 24, in which the outer ferrule 30 has a diameter of between 1500 and 2500 mm, and the inner ferrule 28 has a diameter of between at least 1000 and 1300 mm, and preferably less than 1300 mm.
  • the assembly 24 comprises between 16 and 24 blades 32, and more precisely twenty blades 32 each having an angle of 80 °.
  • the feet that is to say the junction of the blades 32 with the inner ring 28, two blades 32 immediately successive overlap.
  • this overlap is due to the angle of view.
  • the blades have a three-dimensional shape (in particular a shape of a spin) in which the upstream portion of the blade roots 32, that is to say the leading edge, is offset circumferentially relative to at the rear portion of the blade roots 32.
  • the airflow rectification assembly 24 and the turbomachine 26 which have just been described have numerous advantages, among which:
  • the good mechanical strength of the blades 32 is ensured by the positioning of the blades 32, in particular the angle a, which makes it possible to work the blades 32 in tension or in compression as a function of the type of attachment of the turbomachine 26. Unlike the blades 32 of the prior art which work essentially in flexion, the blades 32 of this set 24 rectification have a longer life and greater fatigue strength.
  • the aerodynamic efficiency is improved, compared to the prior art, by the positioning of the blades 32, in particular thanks to the angle ⁇ , which makes it possible to enlarge the face 50 of the vanes 32 and thus the useful part 46 of the blades 32.
  • the presence of the angle between 0 and 90 ° greatly reduces, or even eliminates, the effects of corner swirls at the bottom of the blades 32. This then results in a substantially laminar flow of the airflow which increases the performance of the turbomachine 26.
  • the performance of the turbomachine 26 is also increased by the reduction in mass and, in fact, the reduction in consumption. Indeed, the presence of an angle a as defined, which makes it possible to enlarge the useful part 46 of the blades 32, increases the quality of the straightening of the air flow. Therefore, a smaller number of blades 32 is necessary for the proper operation of the recovery unit 24.
  • the reduction of the number of blades 32 leads, de facto, the reduction of the mass of the recovery unit 24, and, consequently, reduces the energy consumption of the turbine engine 26 so that the turbine engine 26 has a lower environmental impact.
  • the use of composite materials compared to the use of metallic materials, also reduces the mass of the turbomachine 26.

Landscapes

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Abstract

L'invention concerne une turbomachine (26) à double flux comprenant une roue (36) de soufflante amont et un ensemble (24) de redressement aval d'un écoulement d'air d'une veine annulaire secondaire délimitée radialement vers l'intérieur par une virole (28) radialement interne et radialement vers l'extérieur par une virole (30) radialement externe, des aubes (32) en matériau composite s'étendant entre les viroles (28, 30) radialement interne et externe et étant fixées à une première portion d'extrémité (42) à la virole (28) radialement interne et à une seconde portion d'extrémité (44) à la virole (30) radialement externe, les aubes (32) comprenant une partie (46) utile s'étendant entre lesdites première et seconde portions d'extrémité (42, 44) et définissant une face (48) intrados et une face (50) extrados, caractérisé en ce que pour chaque aube (32), dans un plan perpendiculaire à l'axe des viroles (28, 30) radialement interne et externe, une droite passant par une jonction entre lesdites première et seconde portions d'extrémité (42, 44) et la partie utile forme avec un rayon de la virole (28) radialement interne passant par la jonction entre ladite première portion d'extrémité (42) et la partie (46) utile de ladite aube (32) un angle a tel que 0°<a<90°.

Description

ENSEMBLE DE REDRESSEMENT DE FLUX D'AIR ET TURBOMACHINE COMPRENANT UN TEL ENSEMBLE
La présente invention concerne un étage de redressement d'un flux d'air pour une turbomachine, et plus particulièrement un ensemble de redressement de flux d'air positionné en aval d'une soufflante, dans un flux secondaire.
Une turbomachine à double flux comprend une soufflante dont le flux en sortie se divise en un flux primaire, dirigé vers les compresseurs, la chambre de combustion puis les turbines de la turbomachine, et un flux secondaire fournissant une part essentielle de la poussée.
Afin de limiter les pertes aérodynamiques et donc améliorer la poussée, il est nécessaire de redresser le flux secondaire de manière à ce qu'il s'écoule, autant que possible dans une direction axiale.
Les turbomachines comprennent, pour ce faire, des ensembles de redressement comprenant des aubes fixes communément appelées OGV (acronyme de l'anglais Outlet Guide Vane) ayant un bord d'attaque et un bord de fuite entre lesquels s'étendent une face d'intrados et une face d'extrados permettant de redresser le flux d'air.
Dans l'optique de réduire la masse d'une turbomachine certaines pièces, habituellement métalliques, sont peu à peu remplacées par des pièces en matériaux composites. C'est notamment le cas des étages de redressement qui peuvent être réalisés en matériaux composites, étant donné qu'ils sont placés dans les parties froides de la turbomachine, c'est- à-dire en amont de la chambre de combustion, et ne sont donc pas soumis à de fortes chaleurs.
La demande de brevet WO 2014/076408, au nom de la demanderesse, divulgue, comme représenté sur la figure 1 de la présente demande, un ensemble 10 de redressement d'un flux d'air d'une turbomachine, comprenant deux viroles 12, 14 coaxiales respectivement radialement interne et externe entre lesquelles s'étendent des aubes 16 de stator fixées à une première portion d'extrémité 18 sur la virole 12 radialement interne et à une seconde portion d'extrémité 20 sur la virole 14 radialement externe. Les aubes 16 peuvent être réalisées en matériau composite et comprennent une partie 22 utile s'étendant entre les deux portions d'extrémité 18, 20 et définissant une face intrados 21 et une face extrados 23 pour redresser le flux d'air.
Si un tel ensemble permet d'alléger la turbomachine, il reste toutefois perfectible.
Premièrement, pour gagner en masse, la section des aubes pourrait être d'avantage réduite, toutefois les efforts auxquels sont soumises les aubes en fonctionnement ne permettent pas actuellement de réduire la section des aubes sans engendrer un risque accru de déliaison des couches de fibres constitutives des aubes. Deuxièmement, l'efficacité de l'ensemble de redressement de l'art antérieur n'est pas optimale. En effet, on a pu constater la formation de tourbillons au voisinage de l'extrados des aubes, au niveau de la fixation des aubes avec la virole radialement interne, ces tourbillons générant alors une turbulence dans le flux d'air en sortie de l'ensemble de redressement qui réduit le rendement propulsif de la turbomachine.
Enfin, en fonctionnement, l'ensemble de redressement est soumis à un effort de torsion autour de son axe qui est appliqué sur la virole interne ou la virole externe, ce qui tend à faire tourner la virole interne relativement à la virole externe. Aussi une simple réduction de la masse des aubes, et plus particulièrement de leur section, ne saurait permettre d'accroître leur résistance mécanique.
L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, efficace et économique à ce problème.
A cet effet, l'invention propose une turbomachine à double flux comprenant une roue de soufflante amont et un ensemble de redressement aval d'un écoulement d'air d'une veine annulaire secondaire délimitée radialement vers l'intérieur par une virole radialement interne et radialement vers l'extérieur par une virole radialement externe, des aubes en matériau composite s'étendant entre les viroles radialement interne et externe et étant fixées à une première portion d'extrémité à la virole radialement interne et à une seconde portion d'extrémité à la virole radialement externe, les aubes comprenant une partie utile s'étendant entre lesdites première et seconde portions d'extrémité et définissant une face intrados et une face extrados, caractérisée en ce que pour chaque aube, dans un plan perpendiculaire à l'axe des viroles interne et externe, une droite passant par une jonction entre lesdites première et seconde portions d'extrémité et la partie utile forme avec un rayon de la virole interne passant par la jonction entre ladite première portion d'extrémité et la partie utile de ladite aube un angle a tel que 0°<a<90°.
Selon l'habitude de conception, les aubes métalliques sont sensiblement radiales, l'angle a étant proche de zéro degré et le nombre d'aubes est choisi selon les critères d'efficacité aérodynamique de redressement tout comme les caractéristiques de solidité mécanique de l'ensemble de redressement. Des problématiques complexes se posent alors pour passer des aubes métalliques aux aubes en matériau composite.
Par exemple, si les aubes composites sont plus longues et/ou plus épaisses que les aubes métalliques pour obtenir des caractéristiques mécaniques convenables, il se peut alors que le nombre des aubes soit trop élevé pour que toutes les aubes puissent loger circonférentiellement tout en conservant des caractéristiques aérodynamiques convenables pour l'ensemble de redresseur.
Pour des moteurs de grands diamètres, par exemple pour une virole externe supérieure à 2500mm jusqu'à par exemple 3000mm, les paramètres peuvent être fixés plus librement, en particulier car le diamètre de virole interne de l'ordre de 1500mm ou 1700mm permet de disposer d'espace suffisant entre les aubes pour gérer plus facilement d'une part les aspects aérodynamiques et d'autre part les contraintes mécaniques tout comme les contraintes de montage. En particulier, des problématiques de conception se posent pour tenter d'incliner les aubes au regard de la virole interne, en tenant compte des débits et des vitesses d'écoulement d'air de flux secondaire. Par exemple, en modifiant l'écartement entre les aubes, il s'agit de considérer les contraintes liées à la création de tourbillons de coin sensiblement au pied des aubes, tout en considérant encore les difficultés résultant des impératifs de résistance mécanique.
Contrairement aux habitudes pour les aubages métalliques, il a été souhaité de diminuer le nombre des aubes sans pénaliser pour autant la surface de redressement. Le nombre d'aubes drastiquement réduit n'a pas minimisé les problématiques sur le choix du diamètre de virole interne et de l'inclinaison des aubes par rapport à la virole interne. Le comportement aérodynamique en particulier pour les décollements à proximité des pieds d'aube est alors un paramètre contraignant s'ajoutant aux autres problématiques.
De plus, les caractéristiques aérodynamiques sont spécifiques pour les ensembles de redressement de flux de veine secondaire en aval de soufflante. Ainsi, il n'est pas vraisemblable de transposer des résultats connus par exemple pour des aubes métalliques utilisées pour les écoulements de flux primaire de turbine, en sortie de ce flux primaire de turbomachine.
Un tel ensemble permet d'augmenter le rendement aérodynamique de l'ensemble, et donc de la turbomachine, tout en réduisant sa masse et donc, par conséquent, son impact environnemental.
L'orientation des aubes telle que définie précédemment et, plus en détail ci-après, permet que les aubes travaillent en traction/compression au bénéfice d'une meilleure résistance mécanique.
Avantageusement, l'angle a peut être tel que 30°<a<90°.
L'ensemble de redressement précité peut comprendre entre 16 et 24 aubes. De préférence, l'ensemble comprend 20 aubes. Pour un ensemble de redressement avec des aubes en matériau composite d'une vingtaine d'aube des résultats sont convaincants à la différence des résultats habituels.
Le diamètre externe de la virole radialement interne peut être d'au moins 1000 mm.
Le diamètre externe de la virole radialement interne peut être inférieur à 1300 mm.
Des résultats particulièrement avantageux ont été atteints pour :
1 ) les faibles diamètres de virole interne tels que définis ci- dessus ;
2) un nombre très réduit d'aubes par rapports aux solutions habituelles métalliques, à savoir une vingtaine d'aubes ; et
3) des inclinaisons, telles que ci-dessus, plus ou moins importantes et non conventionnelles des aubes au regard de la virole interne.
Les contraintes de conception sont alors réduites d'une part pour les épaisseurs et les étendues de cordes des aubes, et d'autre part pour la géométrie de ces aubes, c'est à dire leur vrillage, leur forme de profil aérodynamique, leur loi d'empilage de profil par exemple.
Selon un mode de réalisation, au moins l'une parmi la première portion d'extrémité ou la seconde portion d'extrémité est recourbée dans un premier sens en direction circonférentielle par rapport à la partie utile de l'aube.
Selon un mode de réalisation, ledit premier sens circonférentiel est orienté vers la face extrados d'une aube adjacente.
Selon un mode de réalisation, la seconde portion d'extrémité de l'aube est recourbée et orienté vers la face intrados d'une aube adjacente. Cette configuration est particulièrement intéressante, car elle permet de solliciter ladite portion d'extrémité de l'aube en compression, ou en traction, plutôt qu'en flexion.
Selon un mode de réalisation, la première portion d'extrémité s'étend sensiblement dans le prolongement de la partie utile de l'aube. Selon un mode de réalisation, lesdites première et seconde portions d'extrémité sont recourbées dans le même sens circonférentiel.
Selon un mode de réalisation, la seconde portion d'extrémité comprend une première bande de liaison à la virole externe recourbée dans le premier sens en direction circonférentielle par rapport à la partie utile de l'aube et une seconde bande de liaison à la virole externe recourbée dans un second sens circonférentiel opposé au premier sens circonférentiel.
Selon un mode de réalisation, l'ensemble comprend au moins un bras creux de passage de servitudes agencé dans le prolongement aval d'une aube.
Avantageusement, l'angle a est tel que 80°<a<90°, une valeur particulièrement efficace étant a=90°.
L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif en référence aux dessins annexés dans lesquels :
- la figure 1 est une vue schématique de face d'un ensemble de redressement de l'art antérieur ;
- la figure 2 est une demi-coupe simplifiée d'une turbomachine comprenant un ensemble de redressement selon l'invention ;
- la figure 3 est une vue de face simplifiée de l'ensemble de redressement selon l'invention, selon une première forme de réalisation ;
- la figure 4a est une vue schématique montrant la fixation de la turbomachine selon une première variante ;
- la figure 4b est une vue schématique montrant la fixation de la turbomachine selon une deuxième variante ;
- la figure 5a est une vue schématique montrant la fixation d'une aube de l'ensemble de redressement de la figure 3 selon une première variante ; - la figure 5b est une vue schématique montrant la fixation d'une aube de l'ensemble de redressement de la figure 3 selon une deuxième variante ;
- la figure 5c est une vue schématique montrant la fixation d'une aube de l'ensemble de redressement de la figure 3 selon une troisième variante ;
- la figure 5d est une vue schématique montrant la fixation d'une aube de l'ensemble de redressement de la figure 3 selon une quatrième variante, et
- la figure 6 est une vue de face de l'ensemble de redressement selon l'invention, selon une seconde forme de réalisation.
On a représenté, de manière schématique, sur la figure 3 une première forme de réalisation d'un ensemble 24 de redressement d'un écoulement d'air, ou flux d'air, dans une veine d'air secondaire d'une turbomachine 26 vue de face, et sur la figure 2 une demi-coupe d'une turbomachine 26 comprenant ledit ensemble 24 de redressement.
Cet ensemble 24 comprend deux viroles 28, 30 coaxiales radialement interne et externe, respectivement, entre lesquelles s'étendent des aubes 32. Avantageusement, les aubes 32 sont réalisées en matériau composite de sorte à réduire la masse de l'ensemble 24 de redressement.
De préférence, la virole 30 externe a un diamètre compris entre 1500 et 2500 mm, et la virole interne 28 a un diamètre compris entre 1000 et 1300 mm, de préférence inférieur à 1300 mm.
En outre, l'ensemble 24 comprend au moins un bras 34 creux pour le passage de servitudes tels que, par exemple, des moyens de transmission ou encore des conduites fluidiques. Dans un mode de réalisation particulier représenté sur la figure 3, l'ensemble 24 comprend deux bras 34 creux de passage de servitudes s'étendant dans le prolongement aval d'une aube 32 de sorte que l'écoulement du flux d'air secondaire ne soit que peu impacté par la présence des bras 34. Selon le mode de réalisation particulier de la figure 3, les bras 34 creux sont au nombre de deux, en étant opposés l'un à l'autre et positionnés respectivement à 6h et 12h selon un cadran horaire. Toutefois l'ensemble 24 pourrait comprendre un seul bras 34 ou au contraire un nombre supérieur, par exemple trois, sans que ceux-ci soient répartis de manière équidistante angulairement. En variante, l'ensemble 24 pourrait ne comporter aucun bras 34.
Avantageusement, les bras 34 peuvent comprendre un profil s'évasant dans sa partie aval afin de réduire encore les perturbations engendrées par la présence des bras 34. De même, un carénage peut être positionné entre l'aube 32 et le bras 34 creux afin de guider le flux d'air et d'éviter la formation de turbulences axialement entre un bras et l'aube agencé en amont.
Comme on le voit sur la demi-coupe simplifiée de la turbomachine 26, en figure 2, l'ensemble 24 de redressement est positionné en aval d'une roue 36 de soufflante selon la flèche 38 représentant le sens de circulation de l'air dans la turbomachine 26, la virole 28 radialement interne entourant un compresseur 40 basse pression.
Les aubes 32 de l'ensemble 24 de redressement sont fixées à une première portion d'extrémité 42 à la virole 28 radialement interne et à une seconde portion d'extrémité 44 à la virole 30 radialement externe, et comprennent une partie 46 utile qui s'étend entre les deux portions d'extrémité 42, 44 et définit une face 48 intrados et une face 50 extrados servant à redresser le flux secondaire de sorte que le flux secondaire s'écoule de manière sensiblement laminaire en aval de l'ensemble 24 de redressement.
Sur les aubes 32, la face 48 intrados est orientée vers la virole 30 radialement externe et la face 50 extrados est orientée vers la virole 28 radialement interne.
Les figures 5a à 5d montrent une vue schématique en coupe d'une aube 32 selon un plan de coupe perpendiculaire à un axe A-A de révolution de la turbomachine 26. L'on trace une droite (référence « d » aux figures 5a à 5d) passant par la jonction entre lesdites première et seconde portions d'extrémité 42, 44 et la partie 46 utile de l'aube 32, cette droite formant avec un rayon de la virole 28 radialement interne, passant par la jonction entre la première portion d'extrémité 42 et la partie 46 utile de ladite aube 32, un angle a tel que 0< a<90°, et de préférence entre 80° et 90°, et en particulier au plus proche de 90°. Par exemple, a = 90° est une valeur efficace à laquelle les aubes 32 sont, sensiblement à partir de leur pied, tangentes à la virole interne 28.
La formation d'un angle a entre la partie 46 utile de l'aube 32 et le rayon R de la virole 28 radialement interne, permet alors de limiter la création de tourbillons de coin entre la face 50 extrados de l'aube 32 et la face 48 intrados d'une aube 32 immédiatement adjacente, au niveau de la virole interne. Il en résulte alors un meilleur écoulement du flux d'air et, ainsi, un meilleur rendement de la turbomachine 26.
En outre, cet angle a permet aussi d'augmenter la durée de vie des aubes 32 par rapport aux aubes 32 composites de l'art antérieur. En effet, les matériaux composites offrent une meilleure résistance à la traction et à la compression.
Dans la première forme de réalisation illustrée à la figure 3, l'angle a est d'environ 60° et l'ensemble 24 comprend vingt aubes 32.
Les figures 4a et 4b représentent deux types de fixation F de la turbomachine 26 à un avion, les fixations F étant représentées schématiquement sur les figures. Dans le premier type représenté sur la figure 4a, la turbomachine 26 est fixée à l'avion par sa virole 30 radialement externe. Dès lors, en fonctionnement, la rotation de la roue 36 de soufflante imprime, comme cela est représenté par la flèche en traits pleins sur la figure 4a, une contrainte de torsion à la virole tendant à faire tourner la virole 28 radialement interne dans le sens antihoraire lorsque l'on regarde dans le sens d'écoulement des flux d'air. Ce mouvement de rotation fait alors travailler les aubes 32 de l'ensemble 24 de l'art antérieur en flexion. En revanche, dans l'ensemble 24 de la présente invention, les aubes 32 travaillent en traction.
Dans le second type représenté sur la figure 4b, la turbomachine 26 est fixée à l'avion par sa virole 28 radialement interne. Aussi, en fonctionnement, la rotation de la roue 36 de soufflante imprime, comme cela est représenté par la flèche en pointillés de la figure 4a, une contrainte de torsion à la virole tendant à faire tourner la virole 30 radialement externe dans le sens antihoraire dans le sens d'écoulement des flux d'air. Ce mouvement de rotation fait également travailler les aubes 32 de l'ensemble 24 de l'art antérieur en flexion. En revanche, dans l'ensemble 24 de la présente invention, les aubes 32 travaillent en compression. On précise ici que l'ensemble 24 illustré sur les figures 4a et 4b est un ensemble selon la première forme de réalisation de l'invention, c'est-à-dire qu'il comprend vingt aubes 32 ayant chacune un angle a est d'environ 60 degrés.
Les figures 5a à 5d mettent également en lumière différents modes fixation des aubes 32 aux viroles 28, 30 radialement interne et externe.
La première portion d'extrémité 42 et la deuxième portion d'extrémité 44 servant à la fixation de l'aube 32 sur la virole 28 radialement interne et la virole 30 radialement externe, respectivement, peuvent présenter une courbure permettant d'assurer le respect de l'angle a.
Ainsi, l'une au moins des portions d'extrémité 42, 44 peut être recourbée dans un premier sens en direction circonférentielle par rapport à la partie 46 utile de l'aube 32. Ledit premier sens circonférentiel est orienté vers la face 50 extrados d'une aube adjacente.
Toutefois, chaque portion d'extrémité 42, 44 peut également être recourbée dans un second sens circonférentiel vers la face 48 intrados d'une aube 32 adjacente.
Enfin, au moins l'une des portions d'extrémité 42, 44 peut s'étendre sensiblement dans le prolongement de la partie 46 utile de l'aube 32. Dans un premier mode de fixation, représenté sur la figure 5a, la première portion d'extrémité 42 s'étend sensiblement dans le prolongement de la partie 46 utile de l'aube 32 et la seconde portion d'extrémité 44 est recourbée dans le premier sens circonférentiel . Ce mode de fixation est idéal puisqu'il permet d'éviter la déliaisons des couches de fibres constitutives des aubes 32, au droit de leur fixation sur les viroles 28, 30.
Dans un deuxième mode de fixation, représenté sur la figure 5b, les deux portions d'extrémité 42, 44 de l'aube 32 sont recourbées dans le premier sens circonférentiel . Plus précisément, la première portion d'extrémité 42 est recourbée de sorte à d'abord former un repli en direction de la partie 46 utile de l'aube 32 puis suivre sensiblement le contour de la virole 28 radialement interne.
Dans un troisième mode de fixation, représenté sur la figure 5c, la première portion d'extrémité 42 s'étend sensiblement dans le prolongement de la partie 46 utile de l'aube 32 et la seconde portion d'extrémité 44 est scindée en deux bandes 52, 54 de liaison, aussi appelé déliaison. Une première bande 52 de liaison est recourbée dans le premier sens circonférentiel, c'est-à-dire en direction circonférentielle par rapport à la partie 46 utile de l'aube 32 vers la face 50 extrados d'une aube 32 adjacente, et une seconde bande 54 de liaison est courbée dans un second sens circonférentiel opposé au premier sens circonférentiel .
Dans un quatrième mode de fixation, représenté sur la figure 5d, la première portion d'extrémité 42 est recourbée dans le premier sens circonférentiel et la seconde portion d'extrémité 44 est recourbée dans le second sens circonférentiel . Plus précisément, la première portion d'extrémité 42 est recourbée de sorte à d'abord former un repli en direction de la partie 46 utile de l'aube 32 puis suivre sensiblement le contour de la virole 28 radialement interne.
Avantageusement, la fixation des aubes 32 sur les viroles 28, 30 radialement interne et externe est réalisée par boulonnage 56 des portions d'extrémité 42, 44, des bandes 52, 54 de liaison le cas échéant, sur lesdites viroles 28, 30 radialement interne et externe.
Ce mode de fixation offre l'avantage d'une bonne résistance mécanique face aux efforts subis par l'aube 32, et permet un montage et un démontage rapides en vue de faciliter et accélérer les opérations de maintenance.
La figure 6 illustre un second mode de réalisation de l'ensemble 24, dans lequel la virole 30 externe a un diamètre compris entre 1500 et 2500 mm, et la virole interne 28 a un diamètre compris entre au moins 1000 et 1300 mm, et de préférence inférieur à 1300 mm.
En outre, l'ensemble 24 selon la seconde forme de réalisation comprend entre 16 et 24 aubes 32, et plus précisément vingt aubes 32 ayant chacune un angle a de 80°. Sur la figure 6, on constate que les pieds, c'est-à-dire la jonction des aubes 32 avec la virole interne 28, de deux aubes 32 immédiatement successives se chevauchent. Toutefois ce chevauchement est dû à l'angle de vue. En effet, en réalisé, les aubes présentent une forme en trois dimensions (notamment une forme de vrille) dans laquelle la partie amont des pieds des aubes 32, c'est-à-dire le bord d'attaque, est décalée circonférentiellement par rapport à la portion arrière des pieds des aubes 32. Ainsi, lorsque l'ensemble 24 est vu de face, comme dans le cas de la figure 6, il existe un effet de chevauchement des pieds des aubes 32.
Indépendamment de la forme de réalisation choisie, l'ensemble 24 de redressement de flux d'air et la turbomachine 26 qui viennent d'être décrits présentent de nombreux avantages parmi lesquels :
- une meilleure tenue mécanique des aubes 32 ;
- un meilleur rendement aérodynamique ;
- un gain de masse et un plus faible impact environnemental, et
- un coût de fabrication réduit et une maintenance aisée. La bonne tenue mécanique des aubes 32 est assurée grâce au positionnement des aubes 32, notamment de l'angle a, qui permet de faire travailler les aubes 32 en traction ou en compression en fonction du type de fixation de la turbomachine 26. Contrairement aux aubes 32 de l'art antérieur qui travaillent essentiellement en flexion, les aubes 32 du présent ensemble 24 de redressement ont une plus grande durée de vie et une plus grande résistance à la fatigue.
Le rendement aérodynamique est amélioré, par rapport à l'art antérieur, par le positionnement des aubes 32, notamment grâce à l'angle a, qui permet d'agrandir la face 50 extrados des aubes 32 et donc la partie 46 utile des aubes 32. De plus, la présence de l'angle a compris entre 0 et 90° réduit fortement, voire supprime, les effets de tourbillons de coin en pied des aubes 32. Il en résulte alors un écoulement sensiblement laminaire du flux d'air qui augmente les performances de la turbomachine 26.
Les performances de la turbomachine 26 sont également augmentées par la réduction de masse et, de fait, la réduction de la consommation. En effet, la présence d'un angle a tel que défini, qui permet d'agrandir la partie 46 utile des aubes 32, augmente la qualité du redressement du flux d'air. Dès lors, un nombre moins important d'aubes 32 est nécessaire au bon fonctionnement de l'ensemble 24 de redressement. La réduction du nombre d'aubes 32 entraîne, de facto, la réduction de la masse de l'ensemble 24 de redressement, et, par voie de conséquence, réduit la consommation d'énergie de la turbomachine 26 de sorte que la turbomachine 26 a un impact environnemental plus faible. En outre, l'utilisation des matériaux composites, par rapport à l'utilisation de matériaux métalliques, réduit également la masse de la turbomachine 26.
Enfin, les coûts de fabrication et de maintenance sont également réduits puisque le nombre d'aubes 32 à fabriquer et à entretenir est plus faible. D'autre part, la fixation rapide, par boulonnage 56, des aubes 32 sur les viroles 28, 30 radialement interne et externe favorise la rapidité d'intervention des techniciens de maintenance. En outre, le travail en traction ou en compression des aubes 32 réduit également la détérioration des aubes 32 ce qui réduit la fréquence des périodes de maintenance préventives et/ou curatives.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Turbomachine (26) à double flux comprenant une roue (36) de soufflante amont et un ensemble (24) de redressement aval d'un écoulement d'air d'une veine annulaire secondaire délimitée radialement vers l'intérieur par une virole (28) radialement interne et radialement vers l'extérieur par une virole (30) radialement externe, des aubes (32) en matériau composite s'étendant entre les viroles (28, 30) radialement interne et externe et étant fixées à une première portion d'extrémité (42) à la virole (28) radialement interne et à une seconde portion d'extrémité (44) à la virole (30) radialement externe, les aubes (32) comprenant une partie (46) utile s'étendant entre lesdites première et seconde portions d'extrémité (42, 44) et définissant une face (48) intrados et une face (50) extrados, caractérisé en ce que pour chaque aube (32), dans un plan perpendiculaire à l'axe des viroles (28, 30) radialement interne et externe, une droite passant par une jonction entre lesdites première et seconde portions d'extrémité (42, 44) et la partie utile forme avec un rayon de la virole (28) radialement interne passant par la jonction entre ladite première portion d'extrémité (42) et la partie (46) utile de ladite aube (32) un angle a tel que 0°<a<90°.
2. Turbomachine (26) selon la revendication 1 , caractérisé en ce que l'angle a est tel que 30°<a<90°.
3. Turbomachine (26) selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce qu'il comprend entre 16 et 24 aubes (32).
4. Turbomachine (26) selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que le diamètre de la virole (28) radialement interne est d'au moins 1000 mm.
5. Turbomachine (26) selon la revendication 4, caractérisé en ce que le diamètre de la virole (28) radialement interne est inférieur à 1300 mm.
6. Turbomachine (26) selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que au moins l'une parmi la première portion d'extrémité (42) ou la seconde portion d'extrémité (44) est recourbée dans un premier sens en direction circonférentielle par rapport à la partie (46) utile de l'aube (32).
7. Turbomachine (26) selon la revendication 6, caractérisé en ce que ledit premier sens circonférentiel est orienté vers la face (50) extrados d'une aube (32) adjacente.
8. Turbomachine (26) selon la revendication 7, caractérisé en ce que la seconde portion d'extrémité (44) de l'aube (32) est recourbée et orientée vers la face (48) intrados d'une aube (32) adjacente.
9. Turbomachine (26) selon la revendication 6 ou 7, caractérisé en ce que la première portion d'extrémité (42) s'étend sensiblement dans le prolongement de la partie (46) utile de l'aube (32).
10. Turbomachine (26) selon la revendication 2 ou 3, caractérisé en ce lesdites première et seconde portions d'extrémité (42, 44) sont recourbées dans le même sens circonférentiel.
1 1 . Turbomachine (26) selon l'une des revendications 1 à 5 ou 9, caractérisé en ce que la seconde portion d'extrémité (44) comprend une première bande (52) de liaison à la virole (30) radialement externe recourbée dans le premier sens en direction circonférentielle par rapport à la partie (46) utile de l'aube (32) et une seconde bande (54) de liaison à la virole (30) radialement externe recourbée dans un second sens circonférentiel opposé au premier sens circonférentiel .
12. Turbomachine (26) selon l'une des revendications 1 à
1 1 , caractérisé en ce qu'il comprend au moins un bras (34) creux de passage de servitudes agencé dans le prolongement aval d'une aube (32).
13. Turbomachine (26) selon l'une des revendications 1 à
12, caractérisé en ce que l'angle a est tel que 80°<a<90°.
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