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WO2024213858A1 - Propulseur aeronautique a acoustique amelioree - Google Patents

Propulseur aeronautique a acoustique amelioree Download PDF

Info

Publication number
WO2024213858A1
WO2024213858A1 PCT/FR2024/050489 FR2024050489W WO2024213858A1 WO 2024213858 A1 WO2024213858 A1 WO 2024213858A1 FR 2024050489 W FR2024050489 W FR 2024050489W WO 2024213858 A1 WO2024213858 A1 WO 2024213858A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
blades
stator
stator blades
longitudinal axis
row
Prior art date
Application number
PCT/FR2024/050489
Other languages
English (en)
Inventor
Nicolas Alexandre BOUSSAT
Fernando GEA AGUILERA
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
Publication of WO2024213858A1 publication Critical patent/WO2024213858A1/fr

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • 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
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
    • F01D17/162—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes for axial flow, i.e. the vanes turning around axes which are essentially perpendicular to the rotor centre line
    • 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
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • 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
    • F01D7/00—Rotors with blades adjustable in operation; Control thereof
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/20—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles
    • F02C6/206—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles the vehicles being airscrew driven
    • 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
    • F02K3/025—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 by-pass flow being at least partly used to create an independent thrust component
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
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    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • F04D29/544—Blade shapes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/56—Fluid-guiding means, e.g. diffusers adjustable
    • F04D29/563—Fluid-guiding means, e.g. diffusers adjustable specially adapted for elastic fluid pumps
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • 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

Definitions

  • the present disclosure relates to the field of aeronautical propellers.
  • aeronautical propellers each having a longitudinal axis (X below) and comprising:
  • stator blades or rectifiers; stator or guide vanes in English
  • casing also called motor casing
  • the relative qualifiers “upstream” and “downstream” are defined relative to each other with reference to the flow, which may be in the cruise flight phase, of gas along the thruster (around and/or in it), in the longitudinal direction (i.e. the direction of the longitudinal axis).
  • the aeronautical propeller may comprise (at least) a thermal engine, in particular a turbomachine, turbomotor, turbojet, turbofan, and/or (at least) an electric motor, and/or (at least) a hydrogen engine, and/or (at least) a hybrid engine: thermal and/or electric and/or hydrogen.
  • the engine(s) may be used to drive the rotor blades; or in particular to allow variable pitch of the stator blades and/or rotor blades (variable angle vanes or variable angle rotor blades or variable pitch vanes/blades, in English) around the respective axes along which said blades extend, individually.
  • turbomachine it is meant a propeller in which there is an exchange of energy between a flowing fluid and a rotor (also called a propeller) comprising said plurality of rotor blades.
  • a turbomachine with an “unducted” fan is a type of turbomachine in which the fan extends outside the engine casing (or nacelle), unlike conventional turbomachines (of the “Turbofan” type) in which the fan is ducted.
  • row of blade(s) is meant at least one blade whose reference axis (along which the blade is elongated) is located at a determined axial position relative to a given axial reference.
  • reference axis (along which the blade is elongated) is located at a determined axial position relative to a given axial reference.
  • a “row of blade(s)” comprises one or more blades
  • a “row of blade(s)” comprises several blades.
  • a row of stator blade(s) is located at a determined axial position (axis X) relative to the upstream plane where the reference axes of the rotor blades are located, which axes will advantageously all be located in the same plane perpendicular to the longitudinal axis.
  • reference axes we mean blade axes:
  • transverse or transversal is meant inclined relative to the longitudinal axis (X), but not necessarily perpendicular to this X axis.
  • “Axially” means: along or parallel to the longitudinal axis (X).
  • the broadband noise source is generated when the turbulent boundary layer passes at the trailing edge of the blades; increasing the blade chord on unducted turbomachines increases the surface area over which the boundary layer develops.
  • an upstream rotor followed by at least one downstream stator does not only provide a traction force in the horizontal axis of advance of the aircraft (this is not necessarily the longitudinal axis (axis of the aeronautical engine/propeller); it is the horizontal direction of advance).
  • a descending blade of the rotor sees an increase in incidence and is therefore subjected to increased forces unlike an ascending blade on which reduced forces are exerted. Consequently, over an engine revolution, the same rotor blade is subjected to variable forces which depend on its azimuthal position, i.e. around the longitudinal axis.
  • Stator blades located downstream will therefore also have a variable load depending on their azimuthal position. Axially opposite the upstream rotor blades, if at the position of a blade considered on the stator the incidence seen by the blade is more or less significant, the stator blades axially opposite the descending rotor blades will be less loaded and will have less gyration to straighten, while the stator blades axially opposite the ascending rotor blades will be more loaded and will have more gyration to straighten.
  • the upstream incidence angle a aircraft incidence
  • the stator blades will be subjected to different incidences, due to the incidence of the aircraft and the often presence of a pylon (or equivalent)/wing pair, depending on their azimuthal position.
  • Some of the aforementioned noise sources can be attenuated at the source, i.e. by designing blades with a design taking into account aerodynamic, mechanical and acoustic constraints, and/or by optimizing the blade pitch and/or the azimuthal distance between the blades of the same wheel (propeller or stator) and/or by modifying the cycle parameters (rotation speed, target thrust, etc.).
  • the location of unducted rotor/stator blades at certain (at least) axial, or even azimuthal, positions may depend on several elements:
  • the position of a blade can be the result of a compromise or a multi-trade optimization.
  • Concerning noise reduction the azimuthal position of the downstream stator(s) (of a USF for example; or "clocking" in English) makes it possible to vary the directivity of the sound in the free field, i.e. on the noise that is directed towards the passenger cabin or towards the ground.
  • the presence of the pylon/wing can also prevent axial shifting of one or more downstream stator blades, or
  • an aeronautical propeller having a longitudinal axis (X) and comprising: spaced from each other along said longitudinal axis:
  • stator blades fixedly mounted around the longitudinal axis and a casing of the thruster, downstream of the rotor blades, in a gas flow direction from upstream to downstream along the thruster, the stator blades being unducted, two adjacent stator blades (therefore/or successive) around the longitudinal axis having between them an azimuthal angular spacing defined by the angle between respective reference axes:
  • At least two stator blades are at different axial positions from each other, and
  • the ratio between the maximum chord of said two blades is between 0.8 and 1.25, preferably between 0.9 and 1.11, the maximum chord being measured on a radial section of the stator blade.
  • At least two stator blades may be identical.
  • At least two stator blades being identical” that at least two stator blades are of the same geometry, that is to say of the same three-dimensional conformation.
  • the at least two stator blades are “identical” if they have a reference axis defined geometrically in the same way.
  • At least two stator blades having the same axial position may be identical. These said at least two blades belong to the same row of stator blades.
  • the positioning of the stator blades at axial positions different from each other makes it possible to: locally increase the distance between the upstream rotor blades and the downstream stator blades, which makes it possible to improve the mixing and dissipation of the wakes of the rotor blades which interact with the leading edges of the stator blades, thus making it possible to reduce the interaction noise, to introduce a de-correlation of the acoustic sources, i.e.
  • the axial position of the row of blade(s) concerned can be defined at the intersection of the pitch change axis and the hub/casing/nacelle, i.e. at the blade root cut, and - if at least one of the blades has a fixed pitch, the axial position of the row of blade(s) can be measured relative to a point located at mid-chord (mid-distance between the leading edge and the trailing edge of the blade) at the level of the blade root cut.
  • the shorter rotor blade has a greater span than the longer stator blade, thereby ensuring low interaction between the rotor blade tip wake and the downstream stator blades.
  • All the intrados faces of the stator blades are preferably oriented in the same circumferential direction around the longitudinal axis. To this end, the stator blades will therefore have a non-symmetrical profile and will have a so-called intrados face and a so-called extrados face.
  • stator blades located furthest downstream have an average chord, along the span, and/or a chord distribution (or law) along the span different from those located furthest upstream.
  • stator blades decreases, from upstream to downstream. This should make it possible to reduce the size of the stator wheel and facilitate its installation. For example, this would prevent the most downstream stator blades from being impacted by potential effects related to the installation, such as a local increase in pressure at the leading edge of the pylon and/or the wing, which would lead to a variation in the pressure field on the upstream and/or nearby stators.
  • stator blades and the rotor blades each have a minimum radius, measured between the radially internal end of the blade and the longitudinal axis (X), and
  • each rotor blade is inscribed in a first circle and the radially (most) external end of each stator blade is inscribed in a second circle, the radius of the second circle being less than the radius of the first circle, the radii being centered on the same axis.
  • the advantage here is to limit the impact of the head vortices of the rotor blades with the stator blades in order to reduce the interaction noise. Indeed, at high speed, the current tube coming from the propeller will contract and move closer to the radially external ends of the stator, which justifies reducing their span.
  • the radially external ends of the upstream stator blades are located radially outside the radially external ends of the downstream stator blades, which makes it possible to reduce acoustic emissions by interaction of the tip vortex of the rotor blades with the stator blades.
  • the blades located furthest downstream have a different mean chord and/or chord distribution along the span than those located further upstream, the mean chord of the stator blades decreasing preferentially on a stator blade located further downstream compared to a stator blade located further upstream,
  • At least some of the pitches of the stator blades located further upstream are different from at least some of the pitches of the stator blades located further downstream.
  • a variation of the chord of the profile according to characteristic b) can allow the blades located furthest downstream to have a different mean chord and/or chord distribution (along the span) than those located (further) upstream.
  • the mean chord of the stator blades will then decrease on the row(s) located (further) downstream. Indeed, this should make it possible to reduce the size of the stator wheel and facilitate its installation. For example, this would prevent the stator blades furthest downstream from being polluted by potential upwellings coming from an element (such as a pylon) for attaching the thruster to an aircraft or from a wing of this aircraft.
  • a modification of the blade pitch in order to best adapt to the incident flow and to take into account the installation effects (presence of pylon and/or equipment on the thruster, influence of the aircraft fuselage, etc.).
  • the pitches of the stator blades located upstream may be different from the pitches of the stator blades located downstream.
  • stator blades of the same row and/or located at the same axial position may have different pitches, in particular on one side and the other of the pylon (to optimize aerodynamic operation, for example to avoid the occurrence of shocks during cruising which would increase losses).
  • Re h and Re s being the radii of the respective free radially external ends of the rotor blades and the stator blades, respectively, and,
  • the geometric clipping value (in %) representing the reduction in height (span) of the downstream stator blades compared to the upstream rotor blades, and, if the rotor blades have different free radially external end radii between them, Re h is then defined by the smallest of the radii at the respective free radially external ends of all the rotor blades, and the values of said geometric clipping are between -10% and +30%, depending on the azimuthal and axial position of the stator blade considered, preferably between 5% and 20%.
  • the axial distance between one of said respective reference axes of the rotor blades and one of said respective reference axes of the stator blades varies angularly.
  • the reference axes of the rotor blades are all placed in the same plane perpendicular to the longitudinal axis, it is understood that there are at least two stator blades axially offset from each other.
  • stator blades can be positioned axially and circumferentially so as to form a succession of convex and/or concave patterns.
  • Said respective reference axes of the stator blades may be arranged in several stator rows, each perpendicular to the longitudinal axis, each comprising one or more stator blades,
  • the axial distances (7 ⁇ ) vary according to the stator rows considered.
  • said respective reference axes of the stator blades are arranged in several stator rows, each perpendicular to the longitudinal axis (X), each comprising one or more stator blades,
  • said respective reference axes of the stator blades are arranged along one or more stator rows, each perpendicular to the longitudinal axis (X), each comprising several stator blades,
  • Re s corresponding to the maximum radius of a stator blade measured relative to the longitudinal axis (X), said maximum radius is defined for each stator row as follows: > where Re s 1 , Re s 2 , Re s 3 ... correspond to the radii maximum blades of each stator row, with
  • N a natural integer corresponding to the number of stator rows.
  • said respective reference axes of the stator blades are arranged in several stator rows, each perpendicular to the longitudinal axis (X), each comprising several stator blades,
  • R e s,2 ' Re s,3 - correspond to the maximum radii of the blades of each stator row, all the radii of the blades of the same stator row are identical, and
  • stator rows decrease downstream to take into account the contraction of the current tube downstream. This simplifies the design of the stator row blades which could be identical for each row.
  • stator blades of the same row it is possible for the stator blades of the same row to have a radial dimension or radius that is variable, which leads to 360° clipping to avoid interaction of the propeller blade tip vortex with certain stators during the incidence phases.
  • 360° clipping we mean that there are, within the same row, stator blades with a different “clipping” (or truncation) depending on their azimuthal position, i.e. with different stator blade heights. This can be useful for limiting the vortex/stator blade interaction during the incidence phases, during which certain stator blades are more exposed to the impact of the vortices than others.
  • said respective reference axes of the stator blades are arranged along one or more stator rows, each perpendicular to the longitudinal axis, each comprising several stator blades, and the blades of the stator row or of the same stator row have radii, each measured between the radially outermost end of each blade and the longitudinal axis, which vary from one blade to another blade.
  • said respective reference axes of the stator blades are arranged in one or more stator rows, each perpendicular to the longitudinal axis, each comprising several stator blades, and
  • Ri sl , Ri s , 2 , Ri s , 3 - correspond to the minimum radius of the blades of each stator row
  • the casing will not be in the form of a cylinder, that is to say with a constant radius at the level of the stator blades.
  • said respective reference axes of the stator blades are arranged along one or more stator rows, each perpendicular to the longitudinal axis (X), each comprising several stator blades, and there is a sequence ( ⁇ ; - k ), where ⁇ ; - k denotes, on the j-th row of blades l j stator blades, the ⁇ -th azimuthal angular spacing, and for the set of stator blades of the j-th row, said azimuthal angular spacing may be homogeneous, that is to say, there is only one azimuthal spacing ⁇ ; - A which is identical between all the successive blades two by two of the j-th row, for the set of stator blades of the j-th row, said azimuthal angular spacing may be heterogeneous, that is to say that there are at least two azimuthal angular spacings ⁇ ; - 4 and ⁇ ; - 2
  • said respective reference axes of the stator blades are arranged in several stator rows, each perpendicular to the longitudinal axis (X), each comprising several stator blades, and - there exists a sequence (A ⁇ i )1 ⁇ i ⁇ B T where B T denotes the total number of stator blades j and Aq); denotes the i-th azimuthal angular spacing when all the stator blades of all the stator rows, and their respective said reference axes, are projected onto a single plane perpendicular to the longitudinal axis (X), and: said azimuthal spacings between successive stator blades two by two located in several rows of stator blades are identical, i.e.
  • Bj can be an even number.
  • the trailing edges of the stator blades of a row Pj may be located downstream of the leading edges of the stator blades of the row PN.
  • an aeronautical propeller in which at least some of the rotor and stator blades are linked to a variable pitch system making it possible to change their pitch angle by rotation around their respective said axes.
  • an aeronautical propeller in which there are at least 2 families of stator blades, preferably at least 3 families of stator blades, and in which each family of stator blades comprises several stator blades having the same geometric characteristics including the chord (C), the maximum thickness (e), the height, the camber, a sweep angle, a dihedral angle, ... in which at least one of said geometric characteristics is different from the same geometric characteristics of the stator blades of another family of stator blades.
  • the aeronautical propeller may comprise:
  • the air inlet being located downstream of the rotor blades and upstream of the stator blades.
  • This document also relates to a propulsion assembly for an aircraft
  • the assembly comprising an aeronautical propeller as described above and which comprises a motor casing around which the stator blades are arranged, and
  • the assembly further comprising a structure for fixing the aeronautical propeller to the aircraft, the fixing structure having, or defining, seen in a plane perpendicular to said longitudinal axis and at least partially intersecting one of the stator blades, a prominence extending between two stator blades or axially adjacent to them,
  • an angular position at 12H is defined as positioned vertically upwards relative to the longitudinal axis (X) and an angular position at 6H as positioned vertically downwards relative to the longitudinal axis, and
  • stator blades are distributed axially according to a linear law such that, among these blades, the blade at 12H is the one furthest upstream of said blades and that at 6H the furthest downstream.
  • the present document relates to a propulsion unit as described above: -- of which said respective reference axes of the stator blades are arranged in several stator rows, each perpendicular to the longitudinal axis, each comprising several stator blades, one of the rows being located axially further downstream than the other row, and
  • the assembly further comprising a structure for fixing the aeronautical propeller to the aircraft, the fixing structure having, or defining, seen in a plane perpendicular to said longitudinal axis and at least partially intersecting blades of at least one of the two stator rows, a prominence with respect to the casing and extending between two blades of the intersected stator row, said respective reference axes of the blades of the intersected stator row, or of the blades of one of the two stator rows (16), being further away both: -- axially, from said respective reference axes of the rotor blades and, -- circumferentially around the longitudinal axis (X), from the prominence of the other stator row.
  • Each row of rotor or stator blades may comprise between 3 and 25 blades, preferably between 8 and 16.
  • the number of rotor blades is different from the number of stator blades. This condition is necessary in order to minimize the noise of the turbomachine. It should be noted that, in the case where the number of rotor and stator blades are equal, all of the rotor blade wakes interact with the stator blades simultaneously, which increases the noise levels. It is therefore recommended that the number of rotor blades be greater than the number of stator blades.
  • the solidity, C/E defined as the ratio between the chord, C, and the azimuthal spacing between two consecutive stator blades in the azimuthal direction, E, is less than 3 over the entire span, being less than 1 at the tip in a preferred embodiment, i.e. at the radially external ends (25) of two consecutive rotor or stator blades around the longitudinal axis (X).
  • the ratio S/D between the minimum spacing S measured in the longitudinal direction between the pitch change axis of a propeller blade and that of a stator blade and the engine diameter D, varies between 0.15 and 0.5, preferably between 0.2 and 0.35. It should be noted that the trailing edge of the blades of the upstream rotor blade row is located at an axial position further upstream than the leading edge of the blades of the downstream stator blade row in order to avoid interference between the two wheels.
  • At least one row of upstream stator blades has trailing edges arranged upstream of the leading edges of a row of downstream stator blades.
  • the turbomachine can comprise at least two rows of stator blades, one upstream and the other downstream, the blades of said rows being arranged between them so that each blade of a row is arranged around the longitudinal axis between two stator blades of another row.
  • stator blades may comprise the same number of blades or a different number.
  • the present document also relates to an aircraft having a longitudinal axis (X1) and comprising an aeronautical propeller as described above, a fuselage and a wing to which or to which the aeronautical propeller is fixed, in which the absolute value of the angle (ll/ ⁇ ll) between the longitudinal axis of the aeronautical propeller and the longitudinal axis of the aircraft (X1) varies between 0.5° and 30°, preferably between 2° and 20°, or even preferably between 3° and 10°.
  • the axis X1 may correspond to the roll axis of the aircraft.
  • FIG. 1 is a partial schematic cross-sectional view of a turbomachine usable here, therefore with upstream rotor and downstream stator, in a “pusher” configuration,
  • FIG. 2 is a schematic view of a propeller in a configuration which can be a “puller”, in a phase which can be a take-off phase, with therefore an airplane incidence (angle a);
  • FIG. 3 is a partial schematic sectional view of a turbomachine usable here, in a “puller” configuration
  • FIG.4 is a schematic view of a turbomachine usable in “puller” configuration and differing from figure 3 essentially by the position of the pylon downstream of a row of stator blades,
  • FIG. 5] and FIG. 6] are schematic views illustrating a possible configuration of a turbomachine having two downstream rows of stator blades offset longitudinally from each other and whose blades of the upstream row are offset in azimuthal relative to the blades of the downstream row,
  • FIG. 7 shows an upstream row of rotor blades and a downstream row of stator blades, the blades of the stator row having a radially outward extent less than that of the blades of the rotor row,
  • FIG. 8 shows a stator blade (left) and a section of the blade along line AA’ (right),
  • FIG. 8A illustrates the arrow angle
  • FIG. 8B illustrates the dihedral angle
  • FIG. 9] to [Fig. 13] are representational views of different embodiments of the invention in which it is observed that stator blades are offset longitudinally relative to each other, the stator blades being shown in unrolled view,
  • FIG. 14 is a schematic view of an arrangement of one row of rotor blades and two rows of stator blades (left) and a schematic representation of the stator blades in front view (right),
  • FIG. 15 is a schematic representation of a turbomachine in a “puller” configuration comprising stator blades arranged in a V shape,
  • FIG. 16 is a schematic view of a turbomachine in “puller” configuration comprising stator blades in a two-row configuration.
  • an (aeronautical) propeller compatible with what the invention proposes could be a turbomachine, like that of figures 1 to 3 which is of the USF type.
  • Any (aeronautical) propeller referred to here, such as the turbomachine 10, comprises a hub 12 located upstream (AM) of an engine casing 13.
  • a plurality of unducted rotor blades 14 are mounted on the hub 12 (around it), and, axially all downstream (AV) of them, a plurality of unducted stator blades 16 are mounted on the engine casing 13 (around it).
  • the two series of blades 14, 16 are arranged around the longitudinal axis X of the thruster.
  • the hub 12 and the engine casing 13 may be combined under the term nacelle 40, the nacelle 40 being the structure around which the rotor blades 14 and stator blades 16 are arranged and extend.
  • the nacelle 40 is itself fixed to the aircraft that the aeronautical propeller referred to here is to drive.
  • orientation qualifiers such as “longitudinal”, “radial” or “circumferential”, are defined by reference to the longitudinal axis X of the thruster considered, as on the turbomachine 10.
  • the longitudinal direction here corresponds to the direction of advancement of the propeller or to the axis of rotation of the blades of the upstream rotor 14.
  • the longitudinal direction may coincide with a horizontal direction, i.e. perpendicular to the gravitational field.
  • the relative qualifiers “upstream” (AM) and “downstream” (AV) are defined relative to each other with reference to the flow of gases in the propeller, in the longitudinal direction (excluding reverse operation of the rotor blades 16).
  • each of the blades 14, 16 around the longitudinal axis X is marked relative to a time dial (here seen from upstream for example) whose angular positions at 12 o'clock, 3 o'clock, 6 o'clock and 9 o'clock are positioned in a conventional manner.
  • the angular position at 12 o'clock is therefore positioned vertically upwards relative to the longitudinal axis X and the angular position at 6 o'clock is positioned vertically downwards relative to the longitudinal axis X.
  • the angular position at 3 o'clock is positioned horizontally to the right relative to the longitudinal axis X and the angular position at 6 o'clock is positioned horizontally to the left relative to the longitudinal axis X.
  • An axis extending radially through the angular positions at 12 o'clock and 6 o'clock is thus perpendicular to an axis extending radially through the angular positions at 3 o'clock and 9 o'clock.
  • Absolute position qualifiers such as the terms “up”, “down”, “left”, “right”, etc.
  • relative position qualifiers such as the terms “above”, “below”, “upper”, “lower”, etc.
  • orientation qualifiers such as the terms “vertical” and “horizontal” here refer to the orientation of the figures and are considered in an operational state of the thruster, typically when it is installed on an aircraft placed on the ground.
  • the axis passing through the angular positions at 12H and 6H can extend in the direction of the gravity field, i.e. vertically. It can however be deduced that a rolling movement of the aircraft in flight on which the thruster is mounted will be such as to cause a rotation of the vertical and horizontal directions as considered in the figures around the longitudinal axis X. In the same way, a rolling movement of the aircraft in flight on which the thruster is mounted will be such as to cause a rotation of the axis passing through the angular positions at 12H and 6H and of the axis passing through the angular positions at 3H and 9H around the longitudinal axis X.
  • a “lateral zone” of the turbomachine 10 refers to a zone that is circumferentially in the vicinity of the 3H angular position or the 9H angular position.
  • an “upper zone” and a “lower zone” of the thruster refer, respectively, to a zone that is circumferentially in the vicinity of the 12H angular position and to a zone that is circumferentially in the vicinity of the 6H angular position.
  • the stator blades 16 are each fixed around the longitudinal axis X. This does not exclude the possibility that each stator blade 16 may have variable pitch.
  • the aeronautical propeller considered is (or comprises) a turbomachine, the latter will therefore be a turbine engine comprising successively, parallel to the longitudinal axis (X), from upstream to downstream inside the nacelle 40 (including under the engine casing 13):
  • the stator blades 16 can each be centered on an axis coinciding or not with the longitudinal axis X. In the examples presented, they are centered on the longitudinal axis X.
  • the turbomachine 10 may comprise a speed reduction box (“gearbox” in English) in order to decouple the rotation speed of the turbines 6 relative to the rotation speed of the rotor blades 14.
  • a speed reduction box (“gearbox” in English) in order to decouple the rotation speed of the turbines 6 relative to the rotation speed of the rotor blades 14.
  • the thruster may have a so-called “puller” configuration (rotor blades 14 and stator blades 16 located at an upstream end portion of the thruster) or, as shown schematically in Figure 1, a so-called “pusher” configuration (rotor blades 14 and stator blades 16 located at a downstream end portion of the thruster).
  • the upstream rotor blades 14 and the downstream stator blades 16 can surround a section of the compressor(s) 2 of the turbomachine or of the speed reduction box.
  • the upstream rotor blades 14 and the downstream stator blades 16 can surround a section of the turbine(s) 6 of the turbomachine 10.
  • a fixing system 27 comprising a pylon will make it possible to fix the thruster to an aircraft equipped with it, and more precisely to its wing 31, or to its fuselage 33, or any other suitable part.
  • the fixing system is formed at a protrusion 36 formed opposite the casing and extending between two blades.
  • the fixing system is formed in a plane P1 perpendicular to said longitudinal axis (X) and at least partially intersecting blades 18 of at least one of the stator rows.
  • the upstream rotor blades 14 and/or the downstream stator blades 16 may be variable-pitch. It is thus possible to adapt the pitch of the blades of the turbomachine.
  • a pitch change system 38 may be provided, located partly in the nacelle 40 (hub 12 and/or casing 13) in order to adapt the incidence of the blades for each flight phase.
  • Each blade 14, 16 can thus be adjusted in rotation about a respective pitch change axis 19.
  • the individual pitch change axis 19 (possibly of each) of the blades is an axis:
  • timing change axis is perpendicular to the longitudinal axis X
  • the timing change axis is not perpendicular to the longitudinal axis X, i.e. it is inclined.
  • the timing change axis has a longitudinal component and/or a circumferential component, with reference to the longitudinal axis X.
  • each stator blade 16 defines an aerodynamic profile as shown in particular in FIG. 8.
  • each downstream stator blade 18 comprises a stack of sections 30 in the radial direction.
  • One of the sections 30 is shown in FIG. 8.
  • Each section 30 extends in a respective section plane which is perpendicular to the radial direction of extension of the corresponding downstream stator blade.
  • Each section 30 comprises a leading edge BA upstream and a trailing edge BF downstream between which extend an intrados line 29 and an extrados line 31.
  • Each section 30 defines an aerodynamic profile.
  • Each section 30 also comprises a chord C defined by a straight portion connecting the leading edge BA to the trailing edge BF.
  • each stator blade 16 will correspond to the angle formed between, on the one hand, a first axis A1 which is defined by the intersection between the section plane of a reference section 30 among the stack of sections 30 of the downstream stator blade 18 and a plane perpendicular to the longitudinal axis X which may include the pitch axis 19 of the downstream stator blade 18 (when the pitch change axis is perpendicular to the axis X, which is normally the case, but not obligatory), and on the other hand, the chord line C of the reference section 30 of the stator blade 16.
  • the pitch angle y is measured on the upstream side of the plane perpendicular to the longitudinal axis X which, as above, can include the pitch axis 19 of the stator blade.
  • the pitch angle y is measured positively in a direction going from the first axis A1 to the chord line C of the reference section 30, and more particularly in a direction coinciding with the direction going from the intrados line 29 to the extrados line 31.
  • each stator blade 18 is here located, on the corresponding downstream stator blade, at a radial distance from the longitudinal axis X which corresponds to approximately 75% of the radially external radius of the corresponding downstream stator blade 18.
  • the sweep angle F is the angle between the pitch axis 19 and the projection, in the plane of the pitch axis 19 and the main axis X (plane of the sheet for FIG. 8A), of the line 402 connecting the leading edge BA to the considered Hamont blade height, 404, and the leading edge BA to the considered upstream blade height H plus 1% of the total height HBA, 406.
  • the dihedral angle D is the angle between the pitch axis 19 and the projection, in the plane perpendicular to the main axis X containing the pitch axis 19 (plane of the sheet for FIG. 5), of the line 402. As explained above, the latter connects the leading edge BA to the upstream blade height H considered, 404, and the leading edge BA to the Hamont blade height considered plus 1% of the total height HBA, 406.
  • Each rotor or stator blade extends in a transverse direction, which may be radial, from the hub 12 (for the rotor blades 14) or the casing 13 (for the stator blades 16) so as to define a radial dimension between said hub or the casing and a radially external end of the blade 14, 16 concerned.
  • the radial dimension of a blade corresponds to its height between said radially internal 23 and radially external 25 ends.
  • the radially internal end of each blade 14, 16 is arbitrarily considered to be located at the hub 12 or the casing 13; this is where it is fixed or connected to the hub 12 or the casing 13.
  • the radially external end of each blade is here a free end (i.e. non-ducted).
  • each rotor blade 14 and stator blade 16 has a radially internal radius respectively Ri h , Ri s considered as the radial distance to the longitudinal axis X of the radially internal end of the blade, for example located at the level of the (i.e. closest to) the hub 12 or the casing 13 (for example, in the direction of the setting axis 19).
  • a radially external radius, such as Re h or Re s (FIG. 7) of each blade is considered as the radial distance to the longitudinal axis X of the radially external end of said blade, i.e., as the maximum radius of the blade.
  • the turbomachine 10 may comprise a row of rotor blades 14 and at least one row of stator blades 16.
  • the turbomachine comprises two rows of upstream stator blades 16a and downstream 16b.
  • the blades 18 of the upstream row of stator blades 16a may be arranged in a staggered manner relative to the stator blades 18 of the downstream row 16b (FIG. 5).
  • the stator blades 18 may be such that for each pair of two stator blades, the ratio between the maximum chord of said two blades is between 0.8 and 1.25, preferably between 0.9 and 1.11, the maximum chord being measured on a radial section of the stator blade 16. This makes it possible to adapt the chord for each blade according to their axial and/or azimuthal position while limiting the mass differences between the blades, which can help with the mechanical and/or dynamic balancing of the aeronautical thruster.
  • all the rotor blades 14 can have a span greater than the span of all the stator blades 18.
  • the shortest rotor blade has a span (min ⁇ L1 ⁇ ) greater than the longest stator blade (max ⁇ L2 ⁇ ).
  • stator blades are oriented in the same circumferential direction around the longitudinal axis.
  • stator blades have an intrados face and an extrados face. They therefore do not have a symmetrical profile.
  • row refers to an alignment of blades in an azimuthal or circumferential direction.
  • the blades could have leading edges aligned circumferentially, i.e. at the same axial position when the stator blades of the same row are identical and have the same pitch angle y. The same may be true of the trailing edges, which then indicates that all the blades of the same row have the same axial dimension and the same pitch angle y.
  • the number of rows of stator blades will be defined by a number N which is a natural integer.
  • the blades may also have different geometric characteristics depending on their longitudinal (or axial) position and/or their azimuthal position.
  • the geometric properties targeted are, for example, truncation, clipping, chord, pitch, camber, sweep angle, dihedral angle, etc.
  • the flow tube generated by the rotor blades contracts during operating points at high thrust and low forward speed, such as during takeoff.
  • the contraction of the flow tube is illustrated in Figure 14.
  • the blades 18 of the row of stator vanes may all be aligned in the azimuthal direction, that is to say that their respective axes or reference or setting axes 19 are all located in the same plane. They may also all have the same span (L2) and be inscribed in a primary circle C1.
  • the stator blades 18 of the upstream row 16a can be inscribed in a first secondary circle C21 and the stator blades 18 of the downstream row 16b can be inscribed in a second secondary circle C22.
  • the radii of the secondary circles C21, C22 being less than the radius C1 of the primary circle, said radii all being centered on the longitudinal axis X of the turbomachine.
  • the radii C21, C22 of the secondary circles decrease downstream.
  • the radius C21 is greater than the radius C22.
  • stator blades 18 located furthest downstream 16b may have a mean chord, along the span, different from those 18 located further upstream 16a.
  • chord average and/or maximum chord of the downstream stator blades 16b may be less than the average and/or maximum chord of the upstream stator blades.
  • at least some of the stator blades 16a, 16b may have said respective reference axes for adapting a pitch angle, at least some of the pitches of the stator blades located further upstream being able to be different from at least some of the pitches of the stator blades located further downstream.
  • Some of the stator blades of the same row could have different pitch angles, this being particularly interesting for the stator blades on one side and the other of the pylon.
  • stator blades 16 of each row of stator blades may have a geometric clipping (or truncation) which is already presented above with reference to the circles C1, C21 and C22.
  • geometric clipping with :
  • Re h and Re s being the radii at the respective free radially external ends (25) of the rotor and stator blades, respectively, and,
  • Ri h and Ri s being the radii at the respective radially internal ends (23) of the rotor and stator blades, and, if the rotor blades have between them different free radially external end radii, Re h is then defined by the smallest of the radii at the respective free radially external ends (25) of all the rotor blades, and the values of said geometric clipping are between -10% and +30%, depending on the position around the longitudinal axis (X) and axial axis of the stator blade considered, preferably between 5% and 20%.
  • FIG. 9 to 13 illustrate several embodiments of the invention for which at least two stator blades 16 are axially offset from each other. It is observed that the arrangement of the stator blades represents several rows each having a certain number of blades which may be the same or different.
  • B stator X 7 1 7
  • B stator corresponds to the total number of stator blades on the set of rows of stator blades.
  • Pj will also designate the blades 18 of the j -th row.
  • the azimuthal angular spacing is noted ⁇ j;k when it designates the spacing between two consecutive stator blades of the same j-th row and is noted ⁇ p i when it concerns two consecutive stator blades, which blades 18 may belong to the same row or to two different rows, where 1 ⁇ i ⁇ B stator .
  • Tj designates the axial distance between the rows of stator blades j and j + 1.
  • the points located on the stator blades materialize the reference axes of the blades 18 which can be axes of change of angular setting as described with reference to Figure 8, these points being used to identify the distance Tj.
  • stator blades Depending on the axial position of the blades, different geometries or “families” of stator blades will be used, which will be characterized by one or more of the following variabilities compared to a reference geometry:
  • the blades located furthest downstream will have a clipping or truncation level equal to or greater than those located upstream.
  • the tip vortex of the rotor blades approaches the hub as it progresses downstream due to the contraction of the streamlines downstream of said rotor blades 14.
  • an increase in the distance between the upstream rotor blades 14 and the downstream stator blades 16 implies having to increase the “clipping” of the stator blades furthest downstream in order to avoid interaction with the blade tip vortex of the rotor blades 14.
  • stator blades located furthest downstream, those located on the downstream rows may be advantageous for the stator blades located furthest downstream, those located on the downstream rows, to have a mean (along the span) and/or maximum chord different from the mean and/or maximum chord of those located upstream.
  • the mean and/or maximum chord of the upstream stator blades will be greater than the chord of the downstream stator blades. It may decrease going downstream. From an aerodynamic point of view, a significant part of the gyration of the flow downstream of the rotor blades 14 is taken up by the nearest row of stator blades 16 to the rotor blade row 14 in the axial direction, which can reduce the chord required for the blades 18 of the downstream stator blade rows. In addition, this makes it possible to reduce the bulk of the stator wheel and facilitate its installation. For example, this would prevent the most downstream stator blades from being polluted by potential upwellings from the pylon or a wing.
  • a modification of the blade pitch in order to best adapt to the incident flow and better take into account the effects of the installation of the rows of stator blades on the turbomachine due to the presence of a pylon and/or equipment, the shape of the aircraft fuselage, etc.
  • the pitches of the stator blades located upstream may be different from the pitches of the stator blades located downstream.
  • the sweep and/or dihedral angles of the stator blades 16 may be different for each row. In particular, a reduction in the sweep and/or dihedral angle is preferred for the stator blades 16 of the most downstream rows.
  • the sweep and/or dihedral angle of the stator blades 16 makes it possible to increase the decorrelation of the noise sources emitted by the stator. The greater the distance between the trailing edge of the rotor blades 14 and the leading edge of the stator blades 16, the more the wake of the rotor blades 14 dissipates and it is therefore possible to reduce the sweep and/or dihedral angle without degrading the acoustic performance. Reducing the sweep angle can simplify the mechanical strength of the blades 18.
  • the stator blades are distributed in two rows, a first row Pi being an upstream row and a second row P 2 being a downstream row.
  • the upstream row Pi can comprise 8 blades and the downstream row P 2 can comprise 6 blades. These are non-limiting values.
  • the blades of one of the upstream rows Pi and downstream P 2 can be regularly distributed around the axis longitudinally so as to have a constant spacing E. In the example, it is the spacing Eu between the blades of the row Pi which is constant.
  • the blades of the other row can be distributed in several groups, for example in at least two groups, which can be spaced from each other by a spacing value £2.2 different from the spacings between the blades of the same group.
  • each row of blades each comprising several groups of blades and each group could comprise the same number of blades or a different number of blades.
  • the groups of blades can be regularly distributed around the longitudinal axis. The spacing between the blades 18 of the same group can be different from one group to another. [0126] In this case, in FIG. 9, the blades P 2 are distributed according to a first group G21 of three stator blades P 2 and a second group G22 of three stator blades P 2 .
  • the groups of blades could also comprise a different number of blades.
  • FIG. 10 represents another embodiment in which several rows of stator blades are illustrated and here more particularly two rows Pi and P 2 .
  • the blades Pi can be regularly distributed around the longitudinal axis X, that is to say have a constant spacing £1.1.
  • the same can be true of the blades P 2 with a spacing £2.1 which is also constant.
  • the number of blades can be identical between all the rows.
  • the blades of a row can be arranged in azimuth staggered configuration relative to the blades of the longitudinally adjacent rows. Such an arrangement is observed in FIG. 10 for the particular case with two rows.
  • FIG. 11 is illustrated a particular case comprising several rows of stator blades, each row of stator blades comprising several groups of stator blades, here three groups G11, G12, G13 for the first row of blades Pi each comprising two blades and two groups G21, G22 for the second row of blades P 2 comprising four blades P 2 .
  • the axial distance T 1 (axial spacing between the rows) between the leading edge of a blade of group G11 and a blade of group G21 arranged circumferentially between two blades of group G11, i.e. located in the same angular sector as the blades of group G11, controls to the first order the delay of the sources emitting at the level of said blade of group G21 relative to the sources emitting at the level of the blades of group G11. This parameter can therefore be chosen in order to maximize possible destructive interferences between these sources and thus reduce the noise.
  • this distance difference between the leading edges of two adjacent blades in the azimuthal direction can be obtained by a modification of the pitch angle between these two adjacent blades, by a modification of the chord (or other geometric parameters of the blades), and/or by an increase in the axial distance between the reference axes, for example the pitch change axes, of these two adjacent blades.
  • the values Tj are such that the trailing edges of the blades of an upstream row can be located upstream of the leading edges of a row immediately downstream. This is applicable to any number of rows of stator blades, preferably between 2 and 4 rows.
  • S > max ⁇ T j ⁇ will be chosen with 1 ⁇ j ⁇ N — 1, N being the number of rows of stator blades and S is the distance between the reference axes of the rotor blades and the reference axes of the stator blades of the row immediately downstream (S is shown in FIG. 3).
  • stator blades i.e. at least two stator rows, which may have an azimuthal overlap of the blades.
  • the values 7 ⁇ are such that the trailing edges of the blades of an upstream row may be located downstream of the leading edges of a row immediately downstream and upstream of the trailing edges of said downstream row ( Figures 12 and 13).
  • the trailing edges of the stator blades of the most upstream row of stator blades are all circumferentially/azimuthally aligned and positioned axially downstream of the leading edges of the stator blades of the most downstream row of stator blades.
  • FIG. 12 Such an arrangement is observed in the illustrations of figures 12 and 13.
  • FIG. 12 the pattern is such that the sinusoid has a curvature oriented upstream and in another embodiment (figure 13) the pattern is such that the sinusoid has a curvature oriented downstream.
  • the leading edges of the stator blades of the rows Pj are positioned axially and circumferentially so as to form a succession of concave patterns.
  • the orientation chosen to consider that the surface is concave or convex is the orientation from downstream to upstream. Indeed, in Figure 12, it is observed that a concave rounded pattern is formed between two leading edges of adjacent blades of the most downstream row of stator blades P4 and this curve is thus above the straight line joining said leading edges.
  • the leading edges of the stator blades of the rows Pj are positioned axially and circumferentially so as to form a succession of convex patterns.
  • a convex rounded pattern is formed between two leading edges of adjacent blades of the most upstream row of stator blades Pi and this curve is thus below the straight line joining said leading edges.
  • Each pattern may have a concave or convex semi-circular shape.
  • the first row Pi can comprise blades Pi
  • the spacing Tj may increase from the first upstream row to the last downstream row ( Figure 12).
  • the spacing Tj could also be constant.
  • the spacing Tj may decrease from the first upstream row to the last downstream row ( Figure 13).
  • the successive spacings Tj more particularly T 1 ; T 2 , T 3 make it possible to define a different phase shift between rows 1 and 2, 2 and 3, 3 and 4 respectively, unlike figures 9 to 11 which only allowed for a single phase shift value. This therefore makes it possible to find the optimal spacing combination to reduce interaction noise as much as possible by creating destructive interference.
  • the triplet (7 1 , T 2 , T 3 ) can be optimized according to the frequency of passage and/or the operating point for which noise reduction is sought.
  • the blades of this pattern are closer together and overlap more than in the previous pattern, which makes it potentially more compact than the previous one (because the distances between two successive leading edges are reduced).
  • This offers an advantage in terms of size and frees up space for the installation of a pylon for example.
  • the azimuthal spacings of certain rows may be chosen to be greater (or less) than the wavelength of the first frequency of passage of the blades on (a) certain operating point(s) in order to limit (or maximize) multi-reflections.
  • Figure 14 illustrates an embodiment comprising several rows of stator blades and here, a first row of blades Pi having a radial span greater than the blades P 2 of a second row of blades.
  • the blades Pi and P 2 of the two rows are arranged such that the blades are arranged in a staggered manner in the azimuthal direction.
  • said azimuthal spacings between the reference axes of the successive stator blades two by two located in several rows of stator blades are identical, that is to say there is only one constant azimuthal spacing: ⁇ 1 .
  • ⁇ 1 there is only one constant azimuthal spacing: ⁇ 1 .
  • min ⁇ i ⁇ ⁇ 3607(4 * with B j denoting the number of stator blades on the j-th row, 1 ⁇ j ⁇ N, N being a natural integer representing the number of rows and B T denoting the total number of stator blades, i.e. where B T
  • Figure 15 illustrates a penultimate embodiment in which the stator blades 18 are arranged so as to form a V-shaped pattern, a first branch of the V extending on a first side of the turbomachine between 12H (i.e. near the pylon 27) and 6H and a second branch of the V extending on a second side of the turbomachine between 6H and 12H.
  • the blades of each branch are distributed according to a linear law such that the blade at 12H is the most advanced, i.e. upstream and that at 6H is the most rearward, i.e. downstream.
  • This configuration is advantageous because it makes it possible to integrate the stator blades 16 close to the pylon 27 which can be connected to the aircraft, and to axially distance the stator blades 16, not having integration constraints linked to the positioning of the pylon 27. By axially distancing the stator blades 16, it is possible to reduce the interaction of the wake of the rotor blades 14 with the stator blades 16 and therefore the noise emitted by the aeronautical thruster 10.
  • stator blades are arranged so as to form two rows 32, 34 successive to one another.
  • row refers to a succession of stator blades not necessarily forming a 360° ring. There are therefore two series of blades or rows of blades which together form a ring extending over 360°.
  • stator blades are arranged so as to cover two separate angular sectors.
  • the blades of the first stator row 32 cover the “upper” angular sector (ranging from 9H to 3H via 12H, seen from upstream) while the blades of the second row 34 cover the “lower” angular sector (ranging from 3H to 9H via 6H, seen from upstream).
  • the blades of the upper sector are circumferentially disjointed relative to the lower sector. In other words, they do not overlap circumferentially.
  • This configuration is advantageous because it makes it possible to integrate the stator blades 16 further upstream of the pylon 27 and/or the wing and/or the aircraft, and to axially distance the stator blades 16 not having integration constraints in the aircraft.
  • stator blades (16) fixedly mounted around the longitudinal axis (X) and a casing (13) of the aeronautical thruster (10) downstream of the rotor blades (14) in a gas flow direction from upstream to downstream along the thruster, the stator blades being unducted, at least two stator blades being identical, two successive stator blades (8) around the longitudinal axis (X) having between them an azimuthal angular spacing ( ⁇ i ) defined by the angle between respective reference axes (19):
  • At least two stator blades (16) are at different axial positions from each other, and
  • the ratio between the maximum chord of said two blades is between 0.8 and 1.25, preferably between 0.9 and 1.1 I, the maximum chord being measured on a radial section of a stator blade.

Landscapes

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Abstract

Propulseur aéronautique (40) d'axe longitudinal (X) et comprenant une rangée rotorique amont et une rangée statorique aval (16) de pales (18) non carénées, au moins deux pales (18) statoriques sont à positions axiales (Tl, T2,) différentes l'une de l'autre le long de l'axe longitudinal (X).

Description

Description
Titre : PROPULSEUR AERONAUTIQUE A ACOUSTIQUE AMELIOREE
Domaine technique
[0001] La présente divulgation relève du domaine des propulseurs aéronautiques.
[0002] Sont concernés les propulseurs aéronautiques ayant chacun un axe longitudinal (X ci-après) et comprenant :
- espacées les unes des autres suivant ledit axe longitudinal (X) :
- une pluralité de pales rotoriques (rotor blades en anglais), non carénées, montées tournantes autour de l’axe longitudinal (X) et d’un moyeu du propulseur, et
- une pluralité de pales statoriques (ou redresseurs ; stator ou guide vanes en anglais), montées fixes autour de l’axe longitudinal (X) et d’un carter (dit aussi carter moteur) du propulseur, en aval des pales statoriques, selon une direction d’écoulement gazeux de l’amont vers l'aval le long du propulseur, les pales statoriques étant non carénées, les pales rotoriques et statoriques présentant chacune une extrémité radialement externe libre radialement plus éloignée du carter (13) qu’une extrémité radialement interne.
[0003] Conformément à ce qui précède et à ce qui suit, dans tout le texte, les qualificatifs relatifs « amont » et « aval » sont définis l’un par rapport à l’autre en référence à l’écoulement, qui peut être en phase de vol de croisière, de gaz le long du propulseur (autour et/ou dans celui-ci), dans la direction longitudinale (i.e. la direction de l’axe longitudinal).
[0004] Le propulseur aéronautique peut comprendre (au moins) un moteur thermique, en particulier turbomachine, turbomoteur, turboréacteur, turbosoufflante, et/ou (au moins) un moteur électrique, et/ou (au moins) un moteur à hydrogène, et/ou (au moins) un moteur hybride : thermique et/ou électrique et/ou à hydrogène. Le(s) moteur(s) peu(ven)t être utilisé(s) pour entraîner les pales rotoriques ; voire notamment pour permettre un calage variable des pales statoriques et/ou des pales rotoriques (variable angle vanes ou variable angle rotor blades ou variable pitch vanes/blades, en anglais) autour des axes respectifs le long desquelles lesdites pales s’étendent, individuellement.
Technique antérieure [0005] On se référera ci-après plus particulièrement, et donc à titre non limitatif, au cas des turbomachines, dès lors que le(s) type(s) de moteur que comprend le propulseur n’est pas ici déterminant. Par turbomachine, il est entendu un propulseur dans lequel il y a un échange d’énergie entre un fluide en écoulement et un rotor (appelé aussi hélice) comprenant ladite pluralité de pales rotoriques.
[0006] Dans ce cadre, on rappelle, à titre d’exemple, qu’une turbomachine à soufflante « non carénée » (ou turbopropulseur de type, dit en anglais, « Propfan » ou « Open Fan » ou « Open rotor » ou « Unducted Single Fan » -USF- ou « Counter-Rotating Open Rotor », à rotors contra-rotatifs) est un type de turbomachine dans laquelle la soufflante s’étend en dehors du carter moteur (ou nacelle), contrairement aux turbomachines classiques (de type « Turbofan ») dans lesquelles la soufflante est carénée.
[0007] L’absence de carénage, à l’image des turbomachines non carénées, entraine une augmentation du niveau de bruit émis par les propulseurs aéronautiques, lesquels comprennent typiquement au moins une rangée de pales rotoriques amont qui interagit avec les pales d’au moins une rangée de pale(s) statorique(s) aval.
[0008] En effet, le bruit généré par les rangées annulaires de pales non carénées se propage en champ libre. Une des causes principales du bruit émis est liée à des structures tourbillonnaires générées dans l’écoulement d’air au niveau des extrémités radialement externes libres des pales rotoriques. Ces tourbillons de bout de pale peuvent interagir avec les pales de la(des) rangée(s) statorique(s) aval.
[0009] L’un des défis de ces architectures est la certification des niveaux sonores lors des opérations de décollage et d’atterrissage. Les niveaux sonores émis par les avions sont soumis à des réglementations de plus en plus strictes.
[0010] Par « rangée » (de pale(s)), on entend au moins une pale dont l’axe de référence (suivant lequel la pale est allongée) est situé à une position axiale déterminée par rapport à une référence axiale donnée. Autour de l’axe longitudinal :
- pour la(les) pales statoriques, une « rangée de pale(s) » comprend une ou plusieurs pales, et
- pour (les) pales rotoriques, une « rangée de pale(s) » comprend plusieurs pales.
[0011] Ainsi, une rangée de pale(s) statorique(s) est située à une position axiale déterminée (axe X) par rapport au plan amont où sont situés les axes de référence des pales rotoriques, lesquels axes seront avantageusement tous situés dans un même plan perpendiculaire à l’axe longitudinal. [0012] Par « axes de référence », on entend des axes de pale :
- soit d’adaptation d’un angle de calage de deux pales successives, lorsque ces axes sont projetés dans un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal (X) et si lesdites deux pales successives (c’est-à-dire adjacentes autour de l'axe X) sont à angle de calage variable,
- soit transverses à l’axe longitudinal (X) et passant par :
-- les extrémités radialement internes ou les extrémités radialement externes desdites deux pales successives ou
-- par leurs centres de gravité, respectivement, si lesdites deux pales successives sont à angle de calage fixe,
- soit, pour l’un desdits axes respectifs, d’adaptation d’un angle de calage de l’une desdites deux pales successives, lorsque la pale est à angle de calage variable, et, l’autre, transverse à l’axe longitudinal (X) et/ou passant par l’extrémité radialement interne ou par l’extrémité radialement externe ou par le centre de gravité de ladite pale adjacente, lorsque celle-ci est à angle de calage fixe.
[0013] Par « transverse » (ou transversal), on entend incliné par rapport à l’axe longitudinal (X), mais non nécessairement perpendiculaire à cet axe X.
[0014] « Axialement » a pour sens : suivant ou parallèlement à l’axe longitudinal (X).
[0015] Les principales sources de bruit sur les turbomachines non-carénées sont listées ci-après :
- bruit d’interaction du tourbillon généré en bout des pales et du sillage de rotor, si celui-ci est suivi en aval d’un stator, le rotor amont interagissant avec le bord d’attaque des pales du stator aval. Cette source de bruit contribue à l'augmentation du :
-- bruit à large bande, car le taux de turbulence est souvent très élevé dans le tourbillon en extrémité de pale et dans le sillage de celle-ci,
-- bruit tonal, lié au caractère périodique du sillage du rotor amont et du tourbillon lors des rotations de pales de rotor,
- bruit propre des pales lié à la charge stationnaire des pales (source de bruit tonal sur un rotor) et au développement de la couche limite sur les pales (rotor ou stator) ; ainsi, la source de bruit à large bande est générée lors du passage de la couche limite turbulente au niveau du bord de fuite des pales ; l’augmentation de la corde des pales sur les turbomachines non-carénées augmente la surface sur laquelle se développe la couche limite.
[0016] Il convient de noter que l’absence de nacelle sur les turbomachines non-carénées implique une réduction importante des surfaces avec des traitements acoustiques (résonateurs type nid d’abeille, matériaux absorbants, notamment matériaux poreux, ...), et donc des moyens permettant la réduction de bruit.
[0017] Par ailleurs, lorsqu’un rotor est soumis à un écoulement amont non uniforme et non parallèle à l’axe moteur - axe longitudinal précité - (vol en incidence, avec vent de travers ou effets d’installation), il apparait des forces et des moments dans le plan d’hélice, appelés efforts 1 P.
[0018] En incidence, un rotor amont suivi d’au moins un stator aval ne fournit pas uniquement un effort de traction dans l’axe horizontal d’avancement de l’avion (il ne s’agit pas nécessairement de l’axe longitudinal (axe du moteur/ du propulseur aéronautique) ; il s’agit de la direction d'avancement horizontale). Par exemple, lorsque le propulseur aéronautique est installé sous une aile, et/ou que le propulseur peut être orienté avec une certaine incidence par rapport à l’écoulement amont, une pale descendante du rotor voit une augmentation d’incidence et est donc soumise à des efforts accrus contrairement à une pale montante sur laquelle s’exercent des efforts réduits. Par conséquent, sur un tour moteur, une même pale de rotor est soumise à des efforts variables qui dépendent de sa position azimutale, c’est-à-dire autour de l’axe longitudinal.
[0019] Des pales de stator situées en aval auront donc aussi une charge variable selon leur position azimutale. En vis-à-vis axial des pales du rotor amont, si à la position d’une pale considérée du stator l’incidence vue par la pale est plus ou moins importante, les pales statoriques en vis-à-vis axial des pales rotoriques descendantes seront moins chargées et auront moins de giration à redresser, tandis que les pales statoriques en vis-à-vis axial des pales rotoriques montantes seront plus chargées et auront plus de giration à redresser.
[0020] Il est aussi à noter que l’(angle d’)incidence amont a (incidence avion) n’est pas totalement filtrée par le rotor amont. En plus de la variation des efforts 1 P, les pales de stator vont être soumises à des incidences différentes, dues à l’incidence de l'avion et la présence souvent d’un couple pylône (ou équivalent)/voilure, en fonction de leur position azimutale.
[0021] Certaines parmi les sources de bruit précitées peuvent être atténuées à la source, c’est-à-dire en concevant des pales avec un design prenant en compte les contraintes aérodynamiques, mécaniques et acoustiques, et/ou en optimisant le calage des pales et/ou la distance azimutale entre les pales d’une même roue (hélice ou stator) et/ou par modifications des paramètres du cycle (vitesse de rotation, poussée cible, ...). [0022] Toutefois, l’emplacement de pales de rotor/stator non-carénées à certaines positions (au moins) axiales, voire azimutales, peut dépendre de plusieurs éléments :
- de l’intérêt ou de l'impact sur l’aérodynamique, la mécanique, la performance, et l’acoustique, entre autres. En effet, la position d’une pale peut être issue d’un compromis ou d’une optimisation multi-métier. Concernant la réduction de bruit, la position azimutale du/des (pales de) stator(s) aval (d’un USF par exemple ; ou « clocking » en anglais) permet de varier la directivité du son en champ libre, c’est-à- dire sur le bruit qui est dirigé vers la cabine de passager ou vers le sol. Par ailleurs, plus on augmente la distance axiale entre l’hélice amont et le stator aval, plus on réduit le bruit d’interaction, car les sillages de l’hélice amont se dissipent (en partie) lors de leur propagation vers le bord d’attaque du/des (pales de) stator(s) aval,
- de la forme du moyeu/veine d’écoulement du gaz autour des pales et de l’encombrement dû à l’intégration de certains systèmes et/ou équipements dans le moyeu/nacelle sous les pales, qui doit permettre l’intégration du système de changement de calage de pales, d’éléments du système de régulation (conduits/canalisations d’air, huile, servitudes, échangeurs, ...), des bras structuraux, attache du mât, ... le tout dans un encombrement réduit et en assurant que la forme de la veine externe est satisfaisante d’un point de vue aérodynamique et avec une bonne performance (pertes et trainée faibles, ... ),
- de l’installation du propulseur aéronautique dans l’aéronef (sous/sur l'aile, vers l’arrière du fuselage de l’aéronef, ...) et des éléments à proximité du propulseur aéronautique : mât/pylône, voilure, bec, volets, empennage, fuselage, ... ; par exemple :
-- la présence du pylône/voilure en aval et potentiellement entre des stators peut avoir pour impact de rendre le pilotage en calage des stators situés en vis-à-vis et/ou de part et d’autre du pylône impossible,
-- la présence du pylône/voilure peut également empêcher de décaler axialement une/des pales de stator aval, ou
-- de la position relative des pales dans le propulseur aéronautique : par exemple rotor-rotor/stator amont (configuration « puller », tracteur) ou rotor-rotor/stator aval (configuration « pusher », pousseur).
[0023] La présente description vise à prendre en compte au moins partiellement ces problèmes et à en proposer une solution. Résumé
[0024] A ce stade, il est d’emblée précisé que, même si l’art antérieur qui précède est donc relatif à une turbomachine, la solution de l’invention s'applique à tout propulseur aéronautique non caréné et/ou de type « Open Rotor » ou « Open Fan », dès lors qu’une partie de la problématique précitée n’est pas nécessairement spécifique à une turbomachine.
[0025] Dans ce cadre, il est donc ici, et de façon générale, proposé un propulseur aéronautique ayant un axe longitudinal (X) et comprenant : espacées les unes des autres suivant ledit axe longitudinal :
- une pluralité de pales rotoriques, non carénées, montées tournantes autour de l’axe longitudinal et d’un moyeu du propulseur, et
- une pluralité de pales statoriques, montées fixes autour de l’axe longitudinal et d’un carter du propulseur, en aval des pales rotoriques, selon une direction d’écoulement gazeux de l’amont vers l’aval le long du propulseur, les pales statoriques étant non carénées, deux pales statoriques adjacentes (donc/ou successives) autour de l’axe longitudinal présentant entre elles un espacement angulaire azimutal défini par l’angle entre des axes de référence respectifs :
-- soit d’adaptation d’un angle de calage desdites deux pales statoriques successives, lorsque ces axes sont projetés dans un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal et si lesdites deux pales successives sont à angle de calage variable, -- soit transverses à l'axe longitudinal et passant par les extrémités radialement internes ou les extrémités radialement externes desdites deux pales statoriques successives ou par leurs centres de gravité, respectivement, si lesdites deux pales successives sont à angle de calage fixe,
-- soit, pour l’un desdits axes respectifs, d'adaptation d’un angle de calage de l’une desdites deux pales statoriques successives, lorsque la pale est à angle de calage variable, et, l’autre, transverse à l’axe longitudinal et/ou passant par l’extrémité radialement interne ou par l'extrémité radialement externe ou par le centre de gravité de ladite pale adjacente, lorsque celle-ci est à angle de calage fixe, les pales rotoriques et statoriques présentant chacune une extrémité radialement externe libre radialement plus éloignée du carter qu’une extrémité radialement interne, le propulseur étant caractérisé en ce que :
- le long de l’axe longitudinal, au moins deux pales statoriques sont à positions axiales différentes l’une de l’autre, et
- pour chaque couple de deux pales statoriques, le rapport entre la corde maximale desdites deux pales est compris entre 0,8 et 1 ,25, de préférence entre 0,9 et 1 ,11 , la corde maximale étant mesurée sur une coupe radiale de la pale statoriques.
[0026] Le terme « sur une coupe radiale » désigne à une position radiale donnée de la hauteur de la pale.
[0027] En particulier, au moins deux pales statoriques peuvent être identiques.
[0028] Il est entendu par « au moins deux pales statoriques étant identiques », qu’au moins deux pales statoriques sont de même géométrie, c’est-à-dire de même conformation tridimensionnelle. En d’autres termes, les au moins deux pales statoriques sont « identiques » si elles présentent un axe de référence défini géométriquement de la même façon.
[0029] En particulier, au moins deux pales statoriques ayant une même position axiale peuvent être identiques. Ces dites au moins deux pales appartiennent à une même rangée de pales statoriques.
[0030] Selon l’invention, le positionnement des pales statoriques à positions axiales différentes l’une de l’autre permet : d’augmenter localement la distance entre les pales rotoriques amont et les pales statoriques aval, ce qui permet d’améliorer le mélange et la dissipation des sillages des pales rotoriques qui interagissent avec les bords d’attaque des pales statoriques, permettant ainsi de réduire le bruit d’interaction, d’introduire une dé-corrélation des sources acoustiques c’est-à-dire de permettre que ces sources ne soient pas toutes excitées au même moment et de réduire ainsi l’efficacité du rayonnement acoustique en créant des interférences, de prendre en compte l'installation du propulseur aéronautique dans l’aéronef (sous- aile, en arrière-corps,...), ce qui peut limiter sur un secteur angulaire dans la direction azimutale (par exemple, au niveau du mât ou du pylône d'accroche) la distance maximale entre les pales rotoriques et les pales statoriques non-carénées.
[0031] Concernant « l’espacement angulaire azimutal », on peut le définir de façon équivalente à ce qui précède par l’angle entre des axes respectifs suivants :
- axes de changement de calage des pales, si ces axes sont perpendiculaires à l’axe longitudinal (X),
- si l’axe de changement de calage est incliné (non perpendiculaire à l’axe longitudinal), la position axiale de la rangée de pale(s) concernée peut être définie au niveau de l’intersection de l’axe de changement de calage et le moyeu/carter/nacelle, c’est-à-dire au niveau de la coupe du pied de pale, et - si l’une au moins des pales est à calage fixe, la position axiale de la rangée de pale(s) peut être mesurée par rapport à un point situé à la mi-corde (mi-distance entre le bord d’attaque et le bord de fuite de la pale) au niveau de la coupe du pied de pale.
[0032] Il est également proposé qu'entre les extrémités radialement externes libres et radialement interne respectives, la plus courte pale rotorique présente une envergure supérieure à la plus longue pale statorique, ce qui permet de garantir une faible interaction entre le sillage d’extrémité des pales rotoriques et les pales statoriques aval.
[0033] Toutes les faces d’intrados des pales statoriques sont de préférence orientées selon un même sens circonférentiel autour de l’axe longitudinal. A cette fin, les pales statoriques auront donc un profil non symétrique et présenteront une face dite d’intrados et une face dite d’extrados.
[0034] Pour optimiser le fonctionnement aérodynamique des pales statoriques, il est par ailleurs proposé que les pales statoriques situées les plus en aval aient une corde moyenne, le long de l’envergure, et/ou une repartition (ou loi) de corde le long de l’envergure différente de celles situés les plus en amont.
[0035] Il est par ailleurs proposé qu’axialement la corde moyenne des pales statoriques diminue, de l’amont vers l’aval. Cela doit permettre de réduire l’encombrement de la roue de stator et de faciliter son installation. Par exemple, cela éviterait que les pales de stator les plus en aval ne soient impactées par les effets potentiels liés à l’installation, telles qu’une augmentation local de la pression au niveau du bord d’attaque du pylône et/ou de la voilure, ce qui conduirait à une variation du champ de pression sur les stators en amont et/ou à proximité.
[0036] Pour prendre en compte la présence d’un flux primaire avec un bec de séparation entre les pales rotoriques et les pales statoriques, qui a pour effet de surélever les pales statoriques dans la direction radiale. Il est par ailleurs proposé :
- que les pales statoriques et les pales rotoriques présentent chacune un rayon minimum, mesuré entre l’extrémité radialement interne de la pale et l’axe longitudinal (X), et
- que le rayon minimum de toute pale rotorique soit inférieur au rayon minimum de toute pale statorique.
[0037] De manière à limiter l’impact des tourbillons formés au niveau de l’extrémité radialement externe des pales rotoriques amont avec les pales statoriques aval, il est proposé que :
- l’extrémité radialement (la plus) externe de chaque pale rotorique soit inscrite dans un premier cercle et l’extrémité radialement (la plus) externe de chaque pale statorique soit inscrite dans un second cercle, le rayon du second cercle étant inférieur au rayon du premier cercle, les rayons étant centrés sur le même axe. L'avantage est ici de limiter l'impact des tourbillons de tête des pales rotoriques avec les pales statoriques afin de réduire le bruit d’interaction. En effet, à haut régime, le tube de courant issu de l’hélice va se contracter et se rapprocher des extrémités radialement externes du stator, ce qui justifie de réduire leur envergure.
[0038] Pour les raisons qui suivent, il est aussi proposé que l’une au moins des caractéristiques suivante a) à c) soit réalisée :
- a) il existe, autour de l’axe longitudinal, plusieurs axes de référence de pales statoriques situés à une même distance axiale d’axes de référence de plusieurs pales rotoriques, et l’extrémité radialement externe de chaque pale rotorique est inscrite dans un cercle primaire et l’extrémité radialement externe de certaines pales statoriques est inscrite dans un premier cercle secondaire et l’extrémité radialement externe de certaines pales statoriques étant inscrite dans un second cercle secondaire, les rayons des cercles secondaires étant inférieur au rayon du cercle primaire, lesdits rayons étant centrés sur le même axe, et les rayons des cercles secondaires vont en décroissant vers l'aval. Dans cette configuration, les extrémités radialement externes des pales statoriques amont sont situées radialement à l’extérieur des extrémités radialement externes des pales statoriques aval, ce qui permet de réduire les émissions acoustiques par interaction du tourbillon de bout des pales rotoriques avec les pales statoriques.
- b) les pales situées les plus en aval ont une corde moyenne et/ou une distribution de corde, le long de l’envergure, différente que celles situés plus en amont, la corde moyenne des pales de stator diminuant de préférence sur une pale statorique située plus en aval par rapport à une pale statorique située plus en amont,
- c) certaines au moins des pales statoriques présentant desdits axes de référence respectifs d’adaptation d’un angle de calage, certains au moins des calages des pales statoriques situées plus à l’amont sont différents de certains au moins des calages des pales statoriques situées plus à l’aval.
[0039] La variation du niveau de « clipping », selon la caractéristique a) (ou écrêtage/troncature consistant à réduire le diamètre des pales d’une rangée par rapport à celles d’une autre rangée) s’explique par le fait que le tourbillon de tête du rotor se rapproche du moyeu/carter lorsqu’il progresse vers l’aval à cause de la contraction des lignes de courant en aval du rotor. Ainsi, augmenter la distance entre le rotor amont et le stator aval peut utilement être complété par une augmentation du « clipping » des aubes de stator les plus à l’aval afin d’éviter l’interaction avec le tourbillon de bout de pale de rotor amont.
[0040] Une variation de la corde du profil selon la caractéristique b) peut permettre que les pales situées les plus en aval aient une corde moyenne et/ou une distribution de corde (le long de l’envergure) différente que celles situées (plus) en amont. De préférence, la corde moyenne des pales de stator diminuera alors sur la(les) rangées situées (plus) à l’aval. En effet, cela doit permettre de réduire l'encombrement de la roue de stator et faciliter son installation. Par exemple, cela éviterait que les pales de stator les plus en aval ne soient polluées par des remontées potentielles provenant d’un élément (tel qu’un pylône) de fixation du propulseur à un aéronef ou d’une aile de cet aéronef.
[0041] Une modification du calage des pales, afin de s'adapter au mieux à l’écoulement incident et de prendre en compte les effets d’installation (présence de pylône et/ou d’équipements sur le propulseur, influence du fuselage de l’aéronef... etc). En particulier, pour un point de fonctionnement donné du propulseur, les calages des pales de stator situées à l’amont peuvent être différent des calages des pales de stator situées à l’aval.
[0042] On notera que les pales statoriques d’une même rangée et/ou situées à la même position axiale peuvent avoir des calages différents, notamment d’un côté et d’autre du pylône (pour optimiser le fonctionnement aérodynamique, par exemple pour éviter l’apparition de chocs en croisière ce qui augmenterait les pertes).
[0043] Afin que le tourbillon de tête d’hélice/de rotor ne l’impacte pas (l'interaction tourbillon-pale est un mécanisme jouant à l’ordre 0 sur le bruit émis par le doublet rotor-stator), une modification géométrique notable visant à réduire le bruit consiste à réduire le rayon extérieur du stator (pales statoriques) de sorte qu’il existe un clipping géométrique défini comme suit, Reh -Re<;
— — -, avec : Reh-Rih
- Reh et Res étant les rayons des extrémités radialement externes libres respectifs des pales rotoriques et des pales statoriques, respectivement, et,
- Rih étant le rayon des extrémités radialement internes des pales rotoriques, la valeur de clipping géométrique (en %) représentant la réduction de hauteur (d’envergure) des pales statoriques aval par rapport aux pales rotoriques amont, et, si les pales rotoriques présentent entre elles des rayons d’extrémités radialement externes libres différents, Reh est alors défini par le plus petit des rayons en extrémités radialement externes libres respectives de l’ensemble des pales rotoriques, et les valeurs dudit clipping géométrique sont comprises entre -10% et +30%, selon la position azimutale et axiale de la pale statorique considérée, de préférence entre 5% et 20%.
[0044] Selon une autre caractéristique la distance axiale entre l’un desdits axes de référence respectifs des pales rotoriques et l’un desdits axes de référence respectifs des pales statoriques varie angulairement. Lorsque les axes de référence des pales rotoriques sont toutes placées dans un même plan perpendiculaire à l’axe longitudinal, on comprend qu’il existe au moins deux pales statoriques décalées axialement l’une de l’autre.
[0045] Les bords d’attaque des aubes statoriques peuvent être positionnés axialement et circonférentiellement de manière à former une succession de motifs convexe et/ou concave.
[0046] Lesdits axes de référence respectifs des pales statoriques peuvent être disposés suivant plusieurs rangées statoriques, chacune perpendiculaire à l’axe longitudinal, comprenant chacune une ou plusieurs pales statoriques,
- parallèlement à l’axe longitudinal, deux rangées statoriques axialement successives présentent entre elles une distance axiale (7)), où Tj désigne la distance
Figure imgf000013_0001
axiale entre les rangées de pales de stator j et j + 1, et
- dans le cas où il existe au moins trois rangées statoriques, les distances axiales (7}) varient suivant les rangées statoriques considérées.
[0047] Selon une caractéristique particulière de l’invention : lesdits axes de référence respectifs des pales statoriques sont disposés suivant plusieurs rangées statoriques, chacune perpendiculaire à l’axe longitudinal (X), comprenant chacune une ou plusieurs pales statoriques,
S étant la plus petite distance axiale entre lesdits axes de référence respectifs de l’une des pales rotoriques et l’une des pales statoriques de deux rangées statoriques, il existe une suite (î))1< -<w-1> °ù Tj désigne la distance axiale entre deux rangées statoriques axialement successives, j et j + 1, telle que S > max{ Tj } avec 1 < j < N - 1, N étant le nombre de rangées statoriques.
[0048] Cela permet de limiter les espacements axiaux des rangées de pales de stator vis- à-vis de leur espacement par rapport aux pales rotoriques, ce qui permet de limiter la longueur axiale et le poids du propulseur aéronautique. [0049] Selon encore une autre caractéristique : les axes de référence des pales rotoriques sont tous situés dans un même plan perpendiculaire à l’axe longitudinal, suivant une seule rangée rotorique de pales rotoriques, lesdits axes de référence respectifs des pales statoriques sont disposés suivant plusieurs rangées statoriques, chacune perpendiculaire à l’axe longitudinal (X), comprenant chacune une ou plusieurs pales statoriques, et 10, ou de préférence 1 4, où Tj désigne la distance y M { 7)
Figure imgf000014_0002
Figure imgf000014_0003
J 3 axiale entre deux rangées statoriques axialement successives, j et j + 1, avec , N étant le nombre de rangées statoriques et j = 1
Figure imgf000014_0006
correspondant à la rangée de pales statoriques la plus proche de la rangée rotorique .
[0050] Cela permet de limiter les espacements axiaux des rangées de pales de stator et donc la longueur axiale et le poids du propulseur aéronautique.
[0051] Dans un mode de réalisation particulier, toutes les distances axiales entre les rangées de pales de stator sont identiques, c'est-à-dire T1 = T2 = T3 , Dit de manière plus générale, Ti = Tj+1.
[0052] Selon une autre caractéristique, lesdits axes de référence respectifs des pales statoriques sont disposés suivant une ou plusieurs rangées statoriques, chacune perpendiculaire à l’axe longitudinal (X), comprenant chacune plusieurs pales statoriques,
Res correspondant au rayon maximal d’une pale statorique mesuré par rapport à l’axe longitudinal (X), ledit rayon maximal est défini pour chaque rangée statorique par la suite : > où Res 1, Res 2, Res 3 ... correspondent aux rayons
Figure imgf000014_0001
maximaux des pales de chaque rangée statorique, avec
Figure imgf000014_0004
0,3 , ou de préférence : 0,01 0,2, et j = 1, .... N et k = 1,
Figure imgf000014_0005
.... N lorsque j = k, N étant un entier naturel correspondant au nombre de rangées statoriques.
[0053] Cette configuration permet d’éviter les écarts de poids entre les pales qui pourrait rendre difficile l’équilibrage du propulseur aéronautique. [0054] Il est possible que : lesdits axes de référence respectifs des pales statoriques sont disposés suivant plusieurs rangées statoriques, chacune perpendiculaire à l’axe longitudinal (X), comprenant chacune plusieurs pales statoriques,
Res correspondant au rayon maximal d'une pale de rangée statorique mesuré par rapport à l’axe longitudinal (X) :
- ledit rayon maximal est défini pour chaque rangée statorique par la suite : Res,2 ’ Res,3 - correspondent aux rayons maximaux des pales
Figure imgf000015_0001
de chaque rangée statorique, tous les rayons des pales de la même rangée statorique sont identiques, et
Res l > Res 2 ReSi3 > .... c’est-à-dire que les rayons maximaux des pales des rangées statoriques décroissent vers l’aval.
[0055] Ainsi, les rayons maximaux des rangées de stator décroissent vers l'aval pour prendre en compte la contraction du tube de courant vers l'aval. Cela simplifie la conception des pales des rangées statoriques lesquelles pourraient être identiques pour chaque rangée.
[0056] Toutefois, il est possible que les pales statoriques d'une même rangée présentent une dimension radiale ou rayon qui est variable, ce qui conduit à un clipping 360° pour éviter l'interaction du tourbillon de bout de pale hélice avec certains stators lors des phases en incidence. Par « clipping 360° » nous entendons qu’il y a, au sein d’une même rangée, des pales statoriques avec un « clipping » (ou troncature) différent selon leur position azimutale, c’est-à-dire avec des hauteurs de pales statoriques différentes. Cela peut être utile pour limiter l’interaction tourbillon/pale statorique lors des phases d’incidences, durant lesquelles certaines pales statoriques sont plus exposées à l’impact des tourbillons que d’autres.
[0057] Selon une autre caractéristique : lesdits axes de référence respectifs des pales statoriques sont disposés suivant une ou plusieurs rangées statoriques, chacune perpendiculaire à l’axe longitudinal, comprenant chacune plusieurs pales statoriques, et les pales de la rangée statorique ou d’une même rangée statorique présentent des rayons, mesurés chacuns entre l’extrémité radialement la plus externe de chaque pale et l’axe longitudinal , qui varient d’une pale à une autre pale.
[0058] Il est encore possible que : lesdits axes de référence respectifs des pales statoriques sont disposés suivant une ou plusieurs rangées statoriques, chacune perpendiculaire à l’axe longitudinal, comprenant chacune plusieurs pales statoriques, et
Ris correspondant au rayon minimal des pales sur une même rangée statorique, mesuré par rapport à l’axe longitudinal, ledit rayon minimal :
-- est défini pour la ou chaque rangée statorique par la suite :
Figure imgf000016_0001
où Ris l, Ris, 2, Ris, 3 - correspondent au rayon minimal des pales de chaque rangée statorique, et
-- est différent entre les rangées statoriques plus à l’amont et celles plus à l’aval, c’est-à-dire que
Figure imgf000016_0003
[0059] Dans cette configuration, le carter ne se présentera pas sous la forme d’un cylindre, c’est-à-dire à rayon constant au niveau des pales statoriques.
[0060] Selon une autre caractéristique de l’invention : lesdits axes de référence respectifs des pales statoriques sont disposés suivant une ou plusieurs rangées statoriques, chacune perpendiculaire à l’axe longitudinal (X), comprenant chacune plusieurs pales statoriques, et il existe une suite (Δθ;- k) , où Δθ;- k désigne, sur la j-ième rangée de pales l
Figure imgf000016_0002
j statoriques, le Æ-ième espacement angulaire azimutal, et pour l’ensemble de pales statoriques de la j-ième rangée, ledit espacement angulaire azimutal peut être homogène, c’est-à-dire, il n’y a qu’un seul espacement azimutal Δθ;- A qui est identique entre toutes les pales successives deux à deux de la j-ième rangée, pour l’ensemble de pales statoriques de la j-ième rangée, ledit espacement angulaire azimutal peut être hétérogène, c’est-à-dire qu’il y a au moins deux espacements angulaires azimutaux Δθ;- 4 et Δθ;- 2 différents. Dit autrement, pour l’ensemble de pales statoriques de la j-ième rangée, il y a au moins deux espacements angulaires azimutaux Δθ; 4 et Δθ;- 2 différents.
[0061] Il est encore possible que : lesdits axes de référence respectifs des pales statoriques sont disposés suivant plusieurs rangées statoriques, chacune perpendiculaire à l’axe longitudinal (X), comprenant chacune plusieurs pales statoriques, et - il existe une suite (Aφi )1≤i ≤ B Tou BT désigné le nombre total de pales statoriques j et Aq); désigne le i-ième espacement angulaire azimutal lorsque toutes les pales statoriques de toutes les rangées statoriques, et leurs dits axes de référence respectifs, sont projetés sur un unique plan perpendiculaire à l’axe longitudinal (X), et : lesdits espacements azimutaux entre les pales statoriques successives deux à deux situées dans plusieurs rangées de pales statoriques sont identiques, c’est-à-dire il n’y a qu’un seul espacement azimutal constant : Δφ1 , ou bien min{Δφi } ≥ 360°
Figure imgf000017_0004
préférence min{Aφi } ≥ 3607(2
Figure imgf000017_0001
qui désigne le nombre de pales statoriques sur la j-ième rangée, 1 ≤ j ≤ N, N étant un entier naturel. Dans cette dernière configuration, on évite mieux l’interaction des sillages des pales de stator amont avec les pales de stator aval.
[0062] Préférentiellement,
Figure imgf000017_0002
> 2 avec 1 ≤ j ≤ N , de préférence 2≤Bj ≤10, avecBj
Figure imgf000017_0003
qui désigne le nombre de pales statoriques placées sur la j -ième rangée de pales statoriques compté de l’amont vers l’aval depuis la rangée de pales rotoriques.
[0063] Bj peut être un nombre pair.
[0064] Les bords de fuite des pales statoriques d’une rangée Pj peuvent être situés en aval des bords d’attaque des pales de la statoriques de la rangée PN.
[0065] Est également concerné un propulseur aéronautique dans lequel certaines au moins des pales rotoriques et statoriques sont liées à un système de calage variable permettant de changer leur angle de calage par rotation autour de leurs dits axes respectifs.
[0066] Il serait encore possible d’avoir un propulseur aéronautique, dans lequel il y a au moins 2 familles de pales statoriques, de préférence au moins 3 familles de pales statoriques, et dans lequel chaque famille de pales statoriques comprend plusieurs pales statoriques ayant les mêmes caractéristiques géométriques comprenant la corde (C), l’épaisseur maximale (e), la hauteur, la cambrure, un angle de flèche, un angle de dièdre, ...dans laquelle au moins une desdites caractéristiques géométriques est différente des mêmes caractéristiques géométriques des pales statoriques d’une autre famille de pales statoriques.
[0067] La hauteur de référence choisie pour définir l’angle de calage est à 0,75 de la dimension de l’axe longitudinale à l’extrémité radialement externe de la pale considérée. [0068] Le propulseur aéronautique peut comprendre :
- un moyeu pourvu des pales rotoriques,
- un carter moteur autour duquel sont disposées des pales statoriques et, successivement, le long de l’axe longitudinal (X), d'amont vers l’aval, de façon radialement intérieure par rapport au carter moteur:
- au moins un compresseur,
- au moins une chambre de combustion,
- au moins une turbine entraînant le(s) compresseur(s), et
- une entrée d’air vers le(s) compresseur(s), l’entrée d’air étant située à l’aval des pales rotoriques et en amont des pales statoriques.
[0069] Le présent document concerne également un ensemble propulsif pour un aéronef,
- l’ensemble comprenant un propulseur aéronautique comme décrit ci-dessus et qui comprend un carter moteur autour duquel sont disposées les pales statoriques, et
- l’ensemble comprenant en outre une structure de fixation du propulseur aéronautique à l’aéronef, la structure de fixation présentant, ou définissant, vu dans un plan perpendiculaire audit axe longitudinal et intersectant au moins partiellement l’une des pales statoriques, une proéminence s’étendant entre deux pales statoriques ou de façon axialement adjacente à elles,
- l’ensemble étant tel que :
-- autour de l’axe longitudinal, on définit une position angulaire à 12H comme positionnée verticalement vers le haut par rapport à l’axe longitudinal (X) et une position angulaire à 6H comme positionnée verticalement vers le bas par rapport à l’axe longitudinal, et
-- certaines au moins des pales statoriques sont réparties axialement selon une loi linéaire telle que, parmi ces pales, la pale à 12H soit celle la plus en amont desdites pales et celle à 6H la plus en aval.
[0070] Le présent document concerne un ensemble propulseur tel que décrit ci-dessus : -- dont lesdits axes de référence respectifs des pales statoriques sont disposés suivant plusieurs rangées statoriques, chacune perpendiculaire à l’axe longitudinal, comprenant chacune plusieurs pales statoriques, l’une des rangées étant située axialement plus en aval que l’autre rangée, et
-- qui comprend un carter autour duquel sont disposées les pales statoriques, l’ensemble comprenant en outre une structure de fixation du propulseur aéronautique à l’aéronef, la structure de fixation présentant, ou définissant, vu dans un plan perpendiculaire audit axe longitudinal et intersectant au moins partiellement des pales de l’une au moins des deux rangées statoriques, une proéminence vis-à-vis du carter et s’étendant entre deux pales de la rangée statorique intersectée, lesdits axes de référence respectifs des pales de la rangée statorique intersectée, ou des pales de l’une des deux rangées statoriques (16), étant plus éloignée à la fois : -- axialement, desdits axes de référence respectifs des pales rotoriques et, -- circonférentiellement autour de l’axe longitudinal (X), de la proéminence de l’autre rangée statorique.
[0071] Chaque rangée de pales rotoriques ou statoriques peut comprendre entre 3 et 25 aubes, de préférence entre 8 et 16.
[0072] Le nombres de pales rotoriques est différent du nombre de pales statoriques. Cette condition est nécessaire afin de minimiser le bruit de la turbomachine. Il convient de noter que, dans le cas où le nombre de pales du rotor et du stator sont égaux, l'ensemble des sillages des pales rotoriques interagit avec les pales du stator simultanément, ce qui augmente les niveaux sonores. On préconise ainsi que le nombre de pales rotoriques soit supérieur au nombre de pales statoriques.
[0073] La solidité, C/E, définie comme le rapport entre la corde, C, et l'espacement azimutal entre deux pales statoriques consécutives dans la direction azimutale, E, est inférieure à 3 sur l'ensemble de l'envergure, étant inférieure à 1 en tête dans un mode de réalisation privilégié, c’est-à-dire aux extrémités radialement externes (25) de deux pales rotoriques ou statoriques consécutives autour de l’axe longitudinal (X).
[0074] Le rapport S/D, entre l'espacement minimal S mesuré dans la direction longitudinale entre l'axe de changement de calage d'une pale d'hélice et celui d'une pale de stator et le diamètre moteur D, varie entre 0,15 et 0,5, de préférence entre 0,2 et 0,35. Il convient de noter que le bord de fuite des pales de la rangée de pales rotoriques amont est situé à une position axiale plus en amont que le bord d'attaque des aubes de la rangée de pales statoriques aval afin d'éviter des interférences entre les deux roues.
[0075] Dans une autre réalisation de l’invention, au moins une rangée de pales statoriques amont présente des bords de fuite agencées en amont des bords d’attaque d’une rangée de pales statoriques aval.
[0076] Également, la turbomachine peut comprendre au moins deux rangées de pales statoriques, l’une amont et l’autre aval, les pales desdites rangées étant agencées entre elles de sorte que chaque pale d’une rangée est agencée autour de l’axe longitudinal entre deux pales statoriques d’une autre rangée.
[0077] Cela permet d’augmenter localement la distance entre les pales rotoriques et les pales de stator de la deuxième rangée aval. [0078] Les rangées de pales statoriques peuvent comprendre le même nombre de pales ou bien un nombre différent.
[0079] Le présent document concerne encore un aéronef présentant un axe longitudinal (X1) et comprenant un propulseur aéronautique tel que décrit ci-dessus, un fuselage et une aile à laquelle ou auquel est fixé le propulseur aéronautique, dans lequel la valeur absolue de l’angle (ll/βll) entre l’axe longitudinal du propulseur aéronautique et l’axe longitudinal de l’aéronef (X1) varie entre 0.5° et 30°, de préférence entre 2° et 20°, ou encore de préférence entre 3° et 10°. L’axe X1 peut correspondre à l’axe de roulis de l’aéronef. Ces valeurs d'angle \\β \\ permettent de minimiser les effets d’installation et donc l’interaction des tourbillons de bout de pale rotorique amont avec les pales statoriques aval, ce qui peut être dimensionnant pour l’espacement axial des pales statoriques.
Brève description des dessins
[0080] D’autres caractéristiques, détails et avantages apparaîtront à la lecture de la description détaillée ci-après, et à l’analyse des dessins annexés, sur lesquels toutes les pales sont non carénées, et :
[Fig. 1] est une vue schématique partielle en coupe d’une turbomachine utilisable ici, donc à rotor amont et stator aval, dans une configuration « pusher »,
[Fig. 2] est une vue schématique d’un propulseur dans une configuration qui peut être « puller », dans une phase qui peut être de décollage, avec donc une incidence avion (angle a) ;
[Fig. 3] est une vue schématique partielle en coupe d’une turbomachine utilisable ici, dans une configuration « puller »,
[Fig.4] est une vue schématique d’une turbomachine utilisable en configuration « puller » et se différentiant de la figure 3 essentiellement par la position du pylône en aval d’une rangée de pales statoriques,
[Fig. 5] et [Fig. 6] sont des vues schématiques illustrant une configuration possible d’une turbomachine présentant deux rangées avales de pales statoriques décalées longitudinalement l’une de l'autre et dont les pales de la rangée amont sont décalées en azimutal par rapport aux pales de la rangée aval,
[Fig. 7] représente une rangée amont de pales rotorique et une rangée aval de pales statoriques, les pales de la rangée statorique présentant une étendue radialement vers l’extérieur inférieure à celle des pales de la rangée rotorique,
[Fig. 8] représente une pale statorique (gauche) et une coupe de la pale selon la ligne AA’ (droite),
[Fig. 8A] illustre l'angle de flèche,
[Fig. 8B] illustre l’angle de dièdre,
[Fig. 9] à [Fig. 13] sont des vues représentations de différents modes de réalisation de l’invention dans lesquels on observe que des pales statoriques sont décalées longitudinalement les unes par rapport à d’autres, les pales de stator étant représentées en vue déroulée,
[Fig. 14] est une vue schématique d’un agencement d’une rangée de pales rotoriques et de deux rangées de pales statoriques (gauche) et une représentation schématique des pales statoriques en vue de face (droite), [Fig. 15] est une représentation schématique d’une turbomachine en configuration « puller » comprenant des pales statoriques agencées selon une forme en V,
[Fig. 16] est une vue schématique d'une turbomachine en configuration « puller » comprenant des pales statoriques selon une configuration à deux rangées.
Description des modes de réalisation
[0081] Comme on a pu le noter, un problème technique traité dans la présente description concerne l’optimisation aérodynamique et acoustique d’un propulseur aéronautique non-caréné, notamment de type « Unducted Single Fan » (USF), et en particulier la réduction:
- des bruits d’interaction entre les pales de rotor et celles de stator,
- des bruits propres des pales, en particulier de stators.
[0082] A titre d’exemple, un propulseur (aéronautique) compatible avec ce que propose l’invention pourra être une turbomachine, comme celle des figures 1 à 3 qui est de type USF.
[0083] Tout propulseur (aéronautique) ici visé, comme la turbomachine, 10, comprend un moyeu 12 situé en amont (AM) d’un carter moteur 13.
[0084] Une pluralité de pales rotoriques 14 non carénées sont montées sur le moyeu 12 (autour de lui), et, axialement toutes en aval (AV) d’elles, une pluralité de pales statoriques 16, non carénées, sont montées sur le carter moteur 13 (autour de lui). Les deux séries de pales 14, 16 sont disposées autour de l’axe longitudinal X du propulseur.
[0085] Le moyeu 12 et le carter moteur 13 pourront être confondus sous le terme nacelle 40, la nacelle 40 étant la structure autour de laquelle sont disposées et s’étendent les pales de rotor 14 et de stator 16. La nacelle 40 est elle-même fixée à l'aéronef que le propulseur aéronautique ici visé doit entraîner.
[0086] Comme on l’aura déjà compris, les qualificatifs d’orientation, tels que « longitudinal », « radial » ou « circonférentiel », sont définis par référence à l’axe longitudinal X du propulseur considéré, comme sur la turbomachine 10.
[0087] La direction longitudinale correspond ici à la direction d’avancement du propulseur ou à l’axe de rotation des pales du rotor amont 14.
[0088] En particulier, la direction longitudinale peut coïncider avec une direction horizontale, i.e. perpendiculaire au champ de pesanteur. Les qualificatifs relatifs « amont » (AM) et « aval » (AV) sont définis l’un par rapport à l’autre en référence à l’écoulement des gaz dans du propulseur, suivant la direction longitudinale (hors fonctionnement en reverse des pales rotoriques 16).
[0089] La position angulaire de chacune des pales 14, 16 autour de l’axe longitudinal X est repérée par rapport à un cadran horaire (ici vu de l’amont par exemple) dont les positions angulaires à 12H, 3H, 6H et 9H sont positionnées de manière conventionnelle. La position angulaire à 12H est donc positionnée verticalement vers le haut par rapport à l’axe longitudinal X et la position angulaire à 6H est positionnée verticalement vers le bas par rapport à l’axe longitudinal X. La position angulaire à 3H est positionnée horizontalement vers la droite par rapport à l’axe longitudinal X et la position angulaire à 6H est positionnée horizontalement vers la gauche par rapport à l’axe longitudinal X. Un axe s’étendant radialement en passant par les positions angulaires à 12H et 6H est ainsi perpendiculaire à un axe s’étendant radialement en passant par les positions angulaires à 3H et 9H.
[0090] Les qualificatifs de position absolue, tels que les termes « haut », « bas », « gauche », « droite », etc., ou de position relative, tels que les termes « dessus », « dessous », « supérieur », « inférieur », etc., et les qualificatifs d’orientation, tels que les termes « vertical » et « horizontal » font ici référence à l’orientation des figures et sont considérés dans un état opérationnel du propulseur, typiquement lorsque celle-ci est installée sur un aéronef posé au sol.
[0091] Dans cet état de la turbomachine 10, l’axe passant par les positions angulaires à 12H et à 6H peut s’étendre dans la direction du champ de pesanteur, soit verticalement. Il peut en revanche être déduit qu’un mouvement de roulis de l’aéronef en vol sur lequel est monté le propulseur sera de nature à provoquer une rotation des directions verticale et horizontale telles que considérées sur les figures autour de l’axe longitudinal X. De la même manière, un mouvement de roulis de l'aéronef en vol sur lequel est monté le propulseur sera de nature à provoquer une rotation de l’axe passant par les positions angulaires à 12H et 6H et de l’axe passant par les positions angulaires à 3H et 9H autour de l’axe longitudinal X.
[0092] Une « zone latérale » de la turbomachine 10 fait référence à une zone qui est circonférentiellement au voisinage de la position angulaire à 3H ou de la position angulaire à 9H. De même, une « zone supérieure » et une « zone inférieure » du propulseur font références, respectivement, à une zone qui est circonférentiellement au voisinage de la position angulaire à 12H et à une zone qui est circonférentiellement au voisinage de la position angulaire à 6H. [0093] Ainsi, les pales statoriques 16 sont chacune fixes autour de l’axe longitudinal X. Cela n’exclut pas que chaque pale statorique 16 peut être à calage variable.
[0094] Si le propulseur aéronautique considéré est (ou comprend) une turbomachine, celle-ci sera donc un moteur à turbine comprenant successivement, parallèlement à l’axe longitudinal (X), d’amont en aval à l’intérieur de la nacelle 40 (y compris sous le carter moteur 13) :
- un (ou des) compresseur(s) 2,
- au moins une chambre de combustion 4,
- une (ou des) turbine(s) 6 entraînant le(s) compresseur(s), et
- au moins une tuyère d'échappement 8.
[0095] Les pales statoriques 16 peuvent chacune être centrées sur un axe coïncidant ou non avec l’axe longitudinal X. Dans les exemples présentés, elles sont centrées sur l’axe longitudinal X.
[0096] La turbomachine 10 peut comprendre un boitier de réduction de vitesse (« gearbox » en anglais) afin de découpler la vitesse de rotation des turbines 6 par rapport à la vitesse de rotation des pales rotoriques 14.
[0097] Comme schématisée aux figures 2, 3 et 4, le propulseur peut avoir une configuration dite « puller » (pales rotoriques 14 et pales statoriques 16 situées au niveau d’une portion d’extrémité amont du propulseur) ou, comme schématisé à la figure 1 , une configuration dite « pusher » (pales rotoriques 14 et pales statoriques 16 situées au niveau d’une portion d’extrémité aval du propulseur).
[0098] Dans la configuration puller, les pales rotoriques 14 amont et les pales statoriques 16 aval peuvent entourer une section du(des)compresseur(s) 2 de la turbomachine ou du boitier de réduction de vitesse. Dans la configuration pusher, les pales rotoriques 14 amont et les pales statoriques 16 aval peuvent entourer une section de la(des) turbine(s) 6 de la turbomachine 10.
[0099] Indépendamment du type de propulseur (turbomachine, hybride...), un système de fixation 27 comprenant un pylône permettra de fixer le propulseur à un aéronef qui en est équipé, et plus précisément à sa voilure (aile) 31 , ou à son fuselage 33, ou toute autre partie adaptée. Le système de fixation est formé au niveau d’une proéminence 36 formée en vis-à-vis du carter et s’étendant entre deux pales. Le système de fixation est formé dans un plan P1 perpendiculaire audit axe longitudinal (X) et intersectant au moins partiellement des pales 18 de l’une au moins des rangées statoriques. [0100] Les pales rotoriques amont 14 et/ou les pales statoriques aval 16 peuvent être à calage variable. Il est ainsi possible d’adapter le calage des pales de la turbomachine
10 selon le point de fonctionnement du propulseur ou la phase de vol. Il peut être prévu un système de changement de calage 38 situé pour partie dans la nacelle 40 (moyeu 12 et/ou carter 13) afin d’adapter l’incidence des pales pour chaque phase de vol. Chaque pale 14, 16 peut ainsi être ajustée en rotation autour d’un axe 19 de changement de calage respectif. L’axe 19 de changement de calage individuel (possiblement de chacune) des pales est un axe :
- s’étendant radialement et/ou positionné longitudinalement au niveau d’une portion médiane de la pale respective, et
- autour duquel l’angle de calage d’une pale peut être adapté.
[0101] A ce sujet, la présente divulgation couvre les cas où :
- l’axe de changement de calage est perpendiculaire à l’axe longitudinal X,
- l’axe de changement de calage n’est pas perpendiculaire à l’axe longitudinal X, c’est- à-dire qu’il est incliné. Par exemple, si l’axe de changement de calage a une composante longitudinale et/ou une composante circonférentielle, en référence à l’axe longitudinal X.
[0102] Afin de (re)définir de façon si nécessaire plus précise l’angle de calage d’une pale,
11 est précisé que chaque pale statorique 16 définit un profil aérodynamique comme cela est représenté notamment en figure 8. A cet effet, chaque pale statorique aval 18 comprend un empilement de sections 30 selon la direction radiale. L'une des sections 30 est représentée à la figure 8. Chaque section 30 s’étend dans un plan de section respectif qui est perpendiculaire à la direction radiale d’extension de la pale statorique aval correspondante. Chaque section 30 comprend un bord d’attaque BA à l’amont et un bord de fuite BF à l’aval entre lesquels s’étendent une ligne d’intrados 29 et une ligne d’extrados 31. Chaque section 30 définit un profil aérodynamique. Chaque section 30 comprend aussi une corde C définie par une portion de droite reliant le bord d’attaque BA au bord de fuite BF.
[0103] L’angle de calage y de chaque pale statorique 16 (voir figure 8) correspondra à l’angle formé entre, d’une part, un premier axe A1 qui est défini par l’intersection entre le plan de section d’une section 30 de référence parmi l’empilement de sections 30 de la pale statorique aval 18 et un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal X qui peut comprendre l’axe de calage 19 de la pale statorique aval 18 (quand l’axe de changement de calage est perpendiculaire à l’axe X, ce qui est normalement le cas, mais pas obligatoire), et d’autre part, la ligne de corde C de la section 30 de référence de la pale statorique 16. L’angle de calage y est mesuré du côté amont du plan perpendiculaire à l’axe longitudinal X qui, comme ci-avant peut comprendre l’axe de calage 19 de la pale statorique. L’angle de calage y est mesuré positivement selon un sens allant du premier axe A1 à la ligne de corde C de la section 30 de référence, et plus particulièrement dans un sens coïncidant avec le sens allant de la ligne d’intrados 29 vers la ligne d’extrados 31 .
[0104] La section 30 de référence de chaque pale statorique 18 est ici située, sur la pale statorique aval correspondante, à une distance radiale à l’axe longitudinal X qui correspond à environ 75% du rayon radialement externe de la pale statorique aval 18 correspondante.
[0105] En référence à la figure 8A, il est également possible de définir un angle de flèche F pour la pale statorique 18, variant suivant la hauteur d’aubage Hamont. Par définition, l’angle de flèche F est l’angle entre l’axe de calage 19 et la projection, dans le plan de l’axe de calage 19 et de l’axe principal X (plan de la feuille pour la figure 8A), de la ligne 402 reliant le bord d’attaque BA à la hauteur d’aubage Hamont considérée, 404, et le bord d’attaque BA à la hauteur d’aubage Hamont considérée plus 1% de la hauteur totale HBA , 406.
[0106] En référence à la figure 8B, il est également possible de définir un angle de dièdre D de la pale statorique 18, variant suivant la hauteur d’aubage Hamont. Par définition, l’angle de dièdre D est l’angle entre l’axe de calage 19 et la projection, dans le plan perpendiculaire à l’axe principal X contenant l’axe de calage 19 (plan de la feuille pour figure 5), de la ligne 402. Comme expliqué ci-dessus, cette dernière relie le bord d’attaque BA à la hauteur d’aubage Hamont considérée, 404, et le bord d’attaque BA à la hauteur d’aubage Hamont considérée plus 1% de la hauteur totale HBA, 406.
[0107] Chaque pale rotorique ou statorique s’étend selon une direction transversale, qui peut être radiale, depuis le moyeu 12 (pour les pales rotoriques 14) ou le carter 13 (pour les pales statoriques 16) de sorte à définir une dimension radiale entre ledit moyeu ou le carter et une extrémité radialement externe de la pale 14, 16 concernée. En d’autres termes, la dimension radiale d'une pale correspond à sa hauteur entre lesdites extrémités radialement interne 23 et radialement externe 25. L’extrémité radialement interne de chaque pale 14,16 est considérée arbitrairement comme située au niveau du moyeu 12 ou du carter 13; c’est par là qu’elle est fixée ou liée avec le moyeu 12 ou le carter 13. L’extrémité radialement externe de chaque pale est ici une extrémité libre (i.e. non-carénée). [0108] En outre, chaque pale rotorique 14 et statorique 16 présente un rayon radialement interne respectivement Rih , Ris considéré comme la distance radiale à l’axe longitudinal X de l’extrémité radialement interne de la pale, par exemple située au niveau du (c’est-à-dire la plus proche du) moyeu 12 ou du carter 13 (par exemple, suivant la direction de l’axe de calage 19). Un rayon radialement externe, tel que Reh ou Res (figure 7), de chaque pale est considéré comme la distance radiale à l’axe longitudinal X de l’extrémité radialement externe de ladite pale, c’est-à-dire, comme le rayon maximal de la pale.
[0109] Sur cette base, l’envergure d’une pale est en conséquence la distance radiale entre ses extrémités interne 23 et externe 25 avec L1 = Reh- Rih pour une pale rotorique 14, et L2 = Res- Ris pour une pale statorique 16.
[0110] Comme on peut voir en figure 5 et 6, la turbomachine 10 peut comprendre une rangée de pales rotoriques 14 et au moins une rangée de pales statoriques 16. Dans le cas d’espèce, la turbomachine comprend deux rangées de pales statoriques amont 16a et aval 16b. Ainsi, le long de l'axe longitudinal (X), au moins deux pales statoriques sont à positions axiales différentes l’une de l’autre. Les pales 18 de la rangée de pales statoriques amont 16a peuvent être agencées en quinconce par rapport aux pales statoriques 18 de la rangée aval 16b (figure 5).
[0111] Selon le présent document, les pales statoriques 18 peuvent être telles que pour chaque couple de deux pales statoriques, le rapport entre la corde maximale desdites deux pales est compris entre 0,8 et 1 ,25, de préférence entre 0,9 et 1 ,1 1 , la corde maximale étant mesurée sur une coupe radiale de la pale statorique 16. Cela permet d’adapter la corde pour chaque pale en fonction de leur position axiale et/ou azimutale tout en limitant les écarts de masse entre les pales, ce qui peut aider à l’équilibrage mécanique et/ou dynamique du propulseur aéronautique.
[0112] Dans une configuration possible et qui est illustrée sur la figure 5 et la figure 6, toutes les pales rotoriques 14 peuvent présenter une envergure supérieure à l’envergure de toutes les pales statoriques 18. Dit autrement, entre les extrémités radialement externes libres 25 et radialement interne 23 respectives, la plus courte pale rotorique présente une envergure (min{L1}) supérieure à la plus longue pale statorique (max{L2}).
[0113] Dans les différentes réalisations représentées aux figures, toutes les faces d’intrados des pales statoriques sont orientées selon un même sens circonférentiel autour de l’axe longitudinal. Ainsi, toutes les pales statoriques présentent une face d’intrados et une face d’extrados. Elles ne présentent donc pas un profil symétrique. [0114] Le terme « rangée » vise un alignement de pales en direction azimutale ou circonférentielle. Lorsqu’une pluralité de pales statoriques sont agencés dans une même rangée, elles présentent le même axe de référence. Par exemple, les pales pourraient peuvent avoir des bords d’attaque alignés circonférentiellement, c’est-à-dire à une même position axiale lorsque les pales statoriques d'une même rangée sont identiques et présentent le même angle de calage y. Il peut être de même des bords de fuite ce qui indique alors que toutes les pales d’une même rangée présentent une même dimension axiale et le même angle de calage y. Le nombre de rangées de pales statoriques sera défini par un nombre N qui est un entier naturel.
[0115] Les pales peuvent également présenter des caractéristiques géométriques différentes selon leur position longitudinale (ou axiale) et/ou leur position azimutale. Les propriétés géométriques visées sont par exemple la troncature, le clipping, la corde, le calage, la cambrure, l’angle de flèche, l’angle de dièdre...En effet, le tube de courant généré par les pales rotoriques se contracte lors des points de fonctionnement à haute poussée et faible vitesse d’avancement, tel que lors du décollage. La contraction du tube de courant est illustrée sur la Figure 14. Ainsi, il semblerait nécessaire d’augmenter le clipping (ou troncature) des pales statoriques 16 situées vers l’aval.
[0116] Comme cela est visible sur la figure 5, les pales 18 de la rangée d’aubes statoriques peuvent être toutes alignées en direction azimutale, c'est-à-dire que leurs axes respectifs ou axes de référence ou de calage 19 sont tous situées dans un même plan. Elles peuvent également toutes présenter une même envergure (L2) et être inscrite dans un cercle primaire C1.
[0117] Les pales statoriques 18 de la rangée amont 16a peuvent être inscrites dans un premier cercle secondaire C21 et les pales statoriques 18 de la rangée aval 16b peuvent être inscrite dans un second cercle secondaire C22. Les rayons des cercles secondaires C21 , C22 étant inférieur au rayon C1 du cercle primaire, lesdits rayons étant tous centrés sur l’axe longitudinal X de la turbomachine. Dans une réalisation particulière, les rayons C21 , C22 des cercles secondaires vont en décroissant vers l’aval. Dit autrement, le rayon C21 est supérieur au rayon C22. Cette observation peut encore être vraie avec un nombre supérieur de rangées d'aubes statoriques et est applicable aux modes de réalisations qui seront décrits en référence aux figures 9 à 14.
[0118] En référence à cette figure mais qui est également applicable à toutes les réalisations illustrées aux figures et en particulier celles des figures 9 à 14, les pales de stator 18 situées les plus en aval 16b peuvent avoir une corde moyenne, le long de l’envergure, différente de celles 18 situées plus en amont 16a. De préférence la corde moyenne et/ou maximale des pales statoriques aval 16b peut être inférieure à la corde moyenne et/ou maximale des pales statoriques amont. En outre, certaines au moins des pales statoriques 16a, 16b peuvent présenter desdits axes de référence respectifs d’adaptation d’un angle de calage, certains au moins des calages des pales statoriques situées plus à l’amont pouvant être différents de certains au moins des calages des pales statoriques situées plus à l’aval. Certaines des pales statoriques d’une même rangée pourraient avoir des angles de calage différents, cela étant particulièrement intéressant pour les pales statoriques d’un côté et d’autre du pylône.
[0119] Les dimensions radiales des pales statoriques 16 de chaque rangée de pales statoriques peuvent présenter un clipping (ou troncature) géométrique qui est déjà présenté ci-dessus en référence aux cercles C1 , C21 et C22.
Il est possible de définir le clipping géométrique tel que clipping géométrique =
Figure imgf000029_0002
avec :
Reh et Res étant les rayons en extrémités radialement externes libres respectives (25) des pales rotoriques et statoriques, respectivement, et,
Rih et Ris étant les rayons en extrémités radialement internes respectives (23) des pales rotoriques et statoriques, et, si les pales rotoriques présentent entre elles des rayons d’extrémités radialement externes libres différents, Reh est alors défini par le plus petit des rayons en extrémités radialement externes libres respectives (25) de l’ensemble des pales rotoriques, et les valeurs dudit clipping géométrique sont comprises entre -10% et +30%, selon la position autour de l’axe longitudinal (X) et axiale de la pale statorique considérée, de préférence entre 5% et 20%.
[0120] On se réfère maintenant aux figures 9 à 13 qui illustrent plusieurs modes de réalisation de l’invention pour lesquels aux moins deux pales statoriques 16 sont décalées axialement l’une de l’autre. On observe que l’arrangement des pales statoriques représente plusieurs rangées présentant chacune un certain nombre de pales qui peut être le même ou différent.
[0121] La notation mathématique suivante sera utilisée pour décrire les rangées d’aubes statoriques.
[0122] On note la suite OÙ BJ désigne le nombre d’aubes placées sur la j-ième
Figure imgf000029_0001
rangée. Bstator = X
Figure imgf000029_0003
7 1 7 Bstator correspond au nombre total de pales statoriques sur l’ensemble de rangées de pales statoriques. Pj désignera également les pales 18 de la j -ième rangée. L’espacement angulaire azimutal est noté Δθj;k lorsqu’il désigne l’espacement entre deux pales statoriques consécutives d’une même j-ième rangée et est noté Δ<pi lorsqu’il concerne deux pales statoriques consécutives, lesquelles pales 18 pouvant appartenir à une même rangée ou à deux rangées différentes, où 1 ≤ i ≤ Bstator. On note également la suite où Tj désigne la distance axiale
Figure imgf000030_0001
entre les rangées de pales de stator j et j + 1. Sur les figures 9 à 13, les points situés sur les pales statoriques matérialisent les axes de référence des pales 18 qui peuvent être des axes de changement de calage angulaire comme cela a été décrit en référence à la figure 8, ces points servant à l’identification de la distance Tj.
[0123] Sur les figures 9 à 14, les rangées de pales statoriques ont été déroulées de sorte que les espacements angulaires (Δθ7 k et Δφi ) ont été remplacés par la longueur des espacements (Ej k et F;). Ainsi, E sur les figures 9 à 13 correspond à Ej k = rE6J k, et Fi = rΔφi où les angles sont données en radians et r correspond à une position radiale sur la pale mesurée par rapport à l'axe longitudinal X.
[0124] En fonction de la position axiale des aubes, on recourra préférentiellement à différentes géométries ou « familles » d’aubages stator, qui seront caractérisées par une ou plusieurs des variabilités suivantes par rapport à une géométrie de référence :
Une variation du niveau de clipping tel que défini précédemment : les aubages situés les plus en aval auront un niveau de clipping ou troncature égal ou plus important que ceux situés en amont. En effet, le tourbillon de tête des pales rotoriques se rapproche du moyeu lorsqu’il progresse vers l’aval à cause de la contraction des lignes de courant en aval desdites pales rotoriques 14. Ainsi, une augmentation de la distance entre les pales rotoriques amont 14 et les pales de stator aval 16 implique de devoir augmenter le « clipping » des aubes de stator les plus à l’aval afin d’éviter l’interaction avec le tourbillon de bout de pale des pales rotoriques 14.
Une variation de la corde du profil : il peut être avantageux que les pales statoriques situées les plus en aval, celles situées sur les rangées aval, aient une corde moyenne (le long de l'envergure) et/ou maximale différente de la corde moyenne et/ou maximale de celles situés en amont. De préférence, la corde moyenne et/ou maximale des pales de stator amont sera plus grande que la corde des pales de stator aval. Elle pourra diminuer en allant vers l’aval. D’un point de vue aérodynamique, une partie importante de la giration de l’écoulement à l’aval des pales rotoriques 14 est reprise par la rangée de pales statoriques 16 la plus proche à la rangée de pales rotoriques 14 dans la direction axiale, ce qui peut réduire la corde nécessaire pour les pales 18 des rangées de pales statoriques à l’aval. De plus, cela permet de réduire l’encombrement de la roue de stator et faciliter son installation. Par exemple, cela éviterait que les aubes de stator les plus en aval ne soient polluées par des remontées potentielles provenant du pylône ou d’une aile.
Une modification du calage des aubes, afin de s’adapter au mieux à l’écoulement incident et mieux prendre en compte les effets de l’installation des rangées de pales statoriques sur la turbomachine dus à la présence de pylône et/ou d’équipements, de la forme du fuselage de l’avion etc. En particulier, pour un point de fonctionnement donné, les calages des pales de stator situées à l’amont peuvent être différents des calages des pales de stator situées à l’aval.
Les angles de flèche et/ou dièdre des pales statoriques 16 peuvent être différents pour chaque rangée. En particulier, on privilège une diminution de l’angle de flèche et/ou dièdre pour les pales statoriques 16 des rangées les plus à l’aval. L’angle de flèche et/ou de dièdre des pales statoriques 16 permet d’augmenter la décorrélation des sources de bruit émises par le stator. Plus la distance entre le bord de fuite des pales rotoriques 14 et le bord d’attaque des pales statoriques 16 est grand, plus le sillage des pales rotoriques 14 se dissipe et il est donc possible de réduire l’angle de flèche et/ou dièdre sans dégrader les performances acoustiques. Réduire l’angle de flèche peut simplifier la tenue mécanique des pales 18.
[0125] Dans la réalisation de la figure 9, les pales statoriques sont réparties suivant deux rangées, une première rangée Pi étant une rangée amont et une seconde rangée P2 étant une rangée aval. Dans cet exemple, la rangée amont Pi peut comprendre 8 pales et la rangée aval P2 peut comprendre 6 pales. Il s’agit là de valeurs non limitatives. Les pales de l’une des rangées amont Pi et aval P2 peuvent être régulièrement réparties autour de l’axe longitudinalement de sorte à avoir un espacement E constant. Dans l’exemple, c’est l’espacement Eu entre les pales de la rangée Pi qui est constant. Les pales de l’autre rangée peuvent être réparties en plusieurs groupes, par exemple en au moins deux groupes, qui peuvent être espacés les uns des autres d’une valeur £2,2 d’espacement différente des espacements entre les pales d’un même groupe. Il serait encore possible d’avoir plusieurs rangées de pales comprenant chacune plusieurs groupes de pales et chaque groupe pourraient comprendre un même nombre de pales ou un nombre différent de pales. Les groupes de pales peuvent être régulièrement répartis autour de l’axe longitudinal. L’espacement entre les pales 18 d’un même groupe peut être différent d'un groupe à une autre. [0126] En l’occurrence, sur la figure 9, les pales P2 sont réparties suivant un premier groupe G21 de trois pales statoriques P2 et un second groupe G22 de trois pales statoriques P2. Les groupes de pales pourraient encore comprendre un nombre de pales différents.
[0127] On observe que les pales du premier groupe G21 et également du second groupe G22 sont espacés d’une valeur d’espacement E2,1 et les groupes G21, G22 sont espacés d’une valeur d’espacement E2,2.
[0128] On se réfère maintenant à la figure 10 qui représente une autre réalisation où sont illustrées plusieurs rangées de pales statoriques et ici plus particulièrement deux rangées Pi et P2. Les aubes Pi peuvent être régulièrement réparties autour de l'axe longitudinal X, c’est-à-dire avoir un espacement £1,1 constant. Il peut en être de même des pales P2 avec un espacement £2,1 également constant. Le nombre de pales peut être identique entre toutes les rangées. Dans une réalisation, les pales d’une rangée peuvent être agencées en quinconce en azimutal par rapport aux pales des rangées longitudinalement adjacentes. On observe, sur la figure 10, un tel agencement pour le cas particulier avec deux rangées.
[0129] Sur la figure 11 est illustré un cas particulier comprenant plusieurs rangées de pales statoriques, chaque rangée de pales statoriques comprenant plusieurs groupes de pales statoriques, ici trois groupes G11 , G12, G13 pour la première rangée de pales Pi comportant chacun deux pales et deux groupes G21 , G22 pour la deuxième rangée de pales P2 comportant quatre pales P2.
[0130] En référence aux figures 10 et 11 , l’augmentation locale de la distance entre les pales rotoriques 14 et les pales statoriques 16 pour les aubes de la deuxième rangée permet de :
Décorréler les sources acoustiques situées au bord d’attaque des pales statoriques. La distance axiale T1 (écartement axial entre les rangées) entre le bord d’attaque d’une aube du groupe G11 et une aube du groupe G21 agencé circonférentiellement entre deux aubes du groupe G11, c’est-à-dire située dans le même secteur angulaire que les aubes du groupe G11 , pilote au premier ordre le retard des sources émettant au niveau de ladite aube du groupe G21 par rapport aux sources émettant au niveau des aubes du groupe G11 . Ce paramètre pourra donc être choisi afin de maximiser des éventuelles interférences destructives entre ces sources et réduire ainsi le bruit. o II convient de noter que cet écart de distance entre les bords d’attaques de deux aubes adjacentes dans la direction azimutale peut être obtenu par une modification de l'angle de calage entre ces deux pales adjacentes, par une modification de la corde (ou d’autres paramètres géométriques des pales), et/ou par une augmentation de la distance axiale entre les axes de référence, par exemple les axes de changement de calage, de ces deux pales adjacentes.
Limiter les multi-réflexions entre aubes adjacentes. Ce type d’architecture de propulseur fonctionne à des régimes de rotation inférieurs à ceux des turboréacteurs classiques. Par conséquent, les fréquences des raies seront plus faibles et les longueurs d’onde associées plus grandes, ce qui accroît le risque de multi-réflexions. Le motif présenté ici permet ainsi de limiter celles-ci à deux niveaux : o Le placement des aubes sur plusieurs rangées et « en quinconce » peut permettre de réduire le recouvrement entre deux aubes adjacentes et limiter ainsi les multi-réflexions. Cela offre l’avantage d’atténuer ce phénomène sans avoir à diminuer l’espacement azimutal entre les aubes, c’est-à-dire sans avoir à réduire le nombre de pales statoriques. o Le fait de répartir les aubes de stator sur deux rangées au lieu d’une permet d’accroître l’espacement entre deux aubes adjacentes de la première rangée. Il est alors possible d’augmenter suffisamment E pour qu’elle soit supérieure ou inférieur à la longueur d’onde de la première fréquence de passage des pales de façon à limiter ou bénéficier des effets de réflexions à cette fréquence. Notons que les dites muti-reflexions peuvent être bénéfiques pour réduire le bruit. Les « effets grille » peuvent aider à réduire le bruit.
[0131] Comme cela est visible sur les réalisations des figures 9 à 11 , les valeurs Tj sont telles que les bords de fuite des pales d'une rangée amont peuvent être situées en amont des bords d’attaque d’une rangée immédiatement en aval. Cela est applicable à un nombre quelconque de rangées de pales statoriques, de préférence entre 2 et 4 rangées.
[0132] Dans la plupart des modes de réalisation, on choisira S > max{ Tj } avec 1 ≤ j ≤ N — 1, N étant le nombre de rangées de pales statoriques et S est la distance entre les axes de référence des pales rotoriques et les axes de référence des pales statoriques de la rangée immédiatement en aval (S est représenté en figure 3). Cela permet de limiter les espacements axiaux des rangées de pales de stator vis-à-vis de leur espacement par rapport à l’hélice, ce qui permet de limiter la longueur axiale et le poids du propulseur aéronautique.
[0133] Il serait encore possible d’avoir plusieurs rangées de pales statoriques, c’est-à-dire au moins deux rangées statoriques, lesquelles peuvent présenter un recouvrement azimutal des pales. Ainsi, les valeurs 7} sont telles que les bords de fuite des pales d’une rangée amont peuvent être situées en aval des bords d’attaque d’une rangée immédiatement en aval et en amont des bords de fuite de ladite rangée aval (figures 12 et 13). Dans une réalisation particulière illustrée en figure 12, les bords de fuite des pales statoriques de la rangée d’aubes statoriques la plus en amont sont tous alignés circonférentiellement/azimutalement et positionnés axialement en aval des bords d’attaque des pales statoriques de la rangée d’aubes statoriques la plus en aval.
[0134] On observe un tel agencement sur les illustrations des figures 12 et 13. Sur ces figures, sont représentées quatre rangées de pales Pi , P2, P3 et P4. Il pourrait également y avoir N rangées. Les pales 18 sont agencées de manière à former un motif (quasi) sinusoïdal en azimutal. Dans une réalisation (figure 12) le motif est tel que la sinusoïde présente une courbure orientée vers l’amont et dans une autre réalisation (figure 13) le motif est tel que la sinusoïde présente une courbure orientée vers l'aval. Plus précisément, dans la réalisation de la figure 12, les bords d'attaque des pales statoriques des rangées Pj sont positionnés axialement et circonférentiellement de manière à former une succession de motifs concave. L’orientation choisie pour considérer que la surface est concave ou convexe est l'orientation de l’aval vers l’amont. En effet, sur la figure 12, on observe qu'un motif arrondi concave est formé entre deux bords d’attaque d’aubes adjacentes de la rangée d’aubes statoriques la plus en aval P4 et cette courbe est ainsi au-dessus de la droite joignant lesdits bords d'attaque. Sur la figure 13, les bords d’attaque des pales statoriques des rangées Pj sont positionnés axialement et circonférentiellement de manière à former une succession de motifs convexe. En effet, sur la figure 13, on observe qu’un motif arrondi convexe est formé entre deux bords d’attaque d’aubes adjacentes de la rangée d’aubes statoriques la plus en amont Pi et cette courbe est ainsi en-dessous de la droite joignant lesdits bords d’attaque. Chaque motif peut présenter une forme concave ou convexe en demi-cercle.
[0135] Dans les réalisations des figures 12 et 13, on observe que la première rangée Pi peut comprendre pales Pi, la seconde rangée P2 peut comprendre B2 = 2Br pales, la troisième rangée P3 peut comprendre B3 = 2Br pales P3, ..., la dernière rangé PN peut comprendre BN = B± pales PN.
[0136] Dans une réalisation, l’espacement Tj peut augmenter en allant de la première rangée amont à la dernière rangée aval (figure 12). L’espacement Tj pourrait aussi être constant. Dans une autre réalisation, l’espacement Tj peut diminuer en allant de la première rangée amont à la dernière rangée aval (figure 13). [0137] Les répartitions de pales statoriques présentées aux figures 12 et 13, présentent les mêmes intérêts que ceux évoqués précédemment en référence aux figures 9 à 11 mais présente des spécificités supplémentaires :
Les écartements successifs Tj, plus particulièrement T1 ; T2, T3 permettent de définir un déphasage différent entre les rangées 1 et 2, 2 et 3, 3 et 4 respectivement, à l’inverse des figures 9 à 11 qui ne permettaient d’avoir qu’une seule valeur de déphasage. Cela permet donc de trouver la combinaison d’écartements optimale permettant de réduire au maximum le bruit d’interaction en créant des interférences destructives. Le triplet (71, T2, T3) pourra être optimisé en fonction de la fréquence de passage et/ou du point de fonctionnement pour lequel la réduction de bruit est recherchée.
Les aubes de ce motif sont plus rapprochées et se recouvrent davantage que dans le motif précédent, ce qui le rend potentiellement plus compact que le précédent (car les distances entre deux bords d’attaque successifs sont réduites). Cela offre un avantage en terme d’encombrement et permet de libérer de l’espace pour l’installation d’un pylône par exemple. Cependant, les espacements azimutaux de certaines rangées pourront être choisis pour être supérieurs (ou inférieur) à la longueur d’onde de la première fréquence de passage des pales sur (un) certain(s) point(s) de fonctionnement afin de limiter (ou maximiser) les multi-réflexions.
[0138] La figure 14 illustre un mode de réalisation comprenant plusieurs rangées de pales statoriques et ici, une première rangée de pales Pi présentant un envergure radiale supérieure aux pales P2 d’une seconde rangée de pales. Les pales Pi et P2 des deux rangées sont agencées de manière à ce que les pales soient agencées en quinconce dans la direction azimutale.
[0139] Dans ce mode de réalisation, lesdits espacements azimutaux entre les axes de référence des pales statoriques successives deux à deux situées dans plusieurs rangées de pales statoriques sont identiques, c'est-à-dire il n’y a qu’un seul espacement azimutal constant : Δφ1. Préférentiellement, afin d’éviter l’interaction des sillages des pales de stator amont avec celles de l’aval, on préconise que min{Δφi } ≥ 3607(4 *
Figure imgf000035_0001
avec Bj qui désigne le nombre de pales statoriques sur la j-ième rangée, 1 ≤ j ≤ N, N étant un entier naturel représentant le nombre de rangées et BT désigné le nombre total de pales statoriques, c’est-à-dire où BT =
Figure imgf000035_0002
[0140] La figure 15 illustre un avant dernier mode de réalisation dans lequel les pales statoriques 18 sont agencées de manière à former un motif en V, une première branche du V s’étendant sur un premier flanc de la turbomachine entre 12H (c’est-à-dire à proximité du pylône 27) et 6H et une seconde branche du V s’étendant sur un second flanc de la turbomachine entre 6H et 12H. Les pales de chaque branche sont réparties suivant une loi linéaire telle que l'aube à 12H soit la plus avancée, c’est-à-dire en amont et celle à 6H soit la plus reculée, c’est-à-dire en aval. Cette configuration est avantageuse car elle permet d'intégrer les pales statoriques 16 à proximité du pylône 27 qui peut être relié à l’aéronef, et d’éloigner axialement les pales statoriques 16 n’ayant pas de contraintes d’intégration lié au positionnement du pylône 27. En éloignant axialement les pales statoriques 16, il est possible de réduire l’interaction du sillage des pales rotoriques 14 avec les pales statoriques 16 et donc le bruit émis par le propulseur aéronautique 10.
[0141] Dans une dernière réalisation illustrée en figure 16, on observe que les pales statoriques sont agencées de manière à former deux rangées 32, 34 successives l’une de l’autre. Ici le terme rangée vise une succession de pales statoriques ne formant pas nécessairement un anneau sur 360°. Il existe donc deux suites de pales ou rangées de pales qui forment ensemble un anneau s’étendant sur 360°. Dans cette dernière réalisation illustrée en figure 16, on observe que les pales statoriques sont agencées de manière à couvrir deux secteurs angulaires disjoints. Ainsi, dans cet exemple, les pales de la première rangée statorique 32 couvrent le secteur angulaire « supérieur » (allant de 9H à 3H en passant par 12H, vu de l’amont) tandis que les pales de la deuxième rangée 34 couvrent le secteur angulaire « inférieur » (allant de 3H à 9H en passant par 6H, vu de l’amont). Plus particulièrement, les aubes du secteur supérieur est disjoint circonférentiellement par rapport au secteur inférieur. Dit autrement, ils ne se recouvrent pas circonférentiellement. Cette configuration est avantageuse car elle permet d’intégrer les pales statoriques 16 plus en amont du pylône 27 et/ou la voilure et/ou l’aéronef, et d’éloigner axialement les pales statoriques 16 n’ayant pas de contraintes d’intégration dans l’aéronef. En éloignant axialement les pales statoriques 16, il est possible de réduire l’interaction du sillage des pales rotoriques 14 avec les pales statoriques 16 et donc le bruit émis par le propulseur aéronautique 10. En limitant le nombre de rangées statoriques, on simplifie la conception des pales 18 et son intégration dans le propulseur aéronautique. Revendications
[Revendication 1] Propulseur aéronautique (10) ayant un axe longitudinal (X) et comprenant :
- espacées les unes des autres suivant ledit axe longitudinal (X) :
- une pluralité de pales rotoriques 14), non carénées, montées tournantes autour de l’axe longitudinal (X) et d’un moyeu (12) du propulseur aéronautique 10) et
- une pluralité de pales statoriques (16) montées fixes autour de l’axe longitudinal (X) et d’un carter (13) du propulseur aéronautique '10) en aval des pales rotoriques (14) selon une direction d’écoulement gazeux de l’amont vers l’aval le long du propulseur, les pales statoriques étant non carénées, au moins deux pales statoriques étant identiques, deux pales statoriques ( 8) successives autour de l’axe longitudinal (X) présentant entre elles un espacement angulaire azimutal ( φi ) défini par l’angle entre des axes de référence respectifs (19) :
-- soit d’adaptation d’un angle de calage desdites deux pales statoriques successives, lorsque ces axes sont projetés dans un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal (X) et si lesdites deux pales successives sont à angle de calage variable,
-- soit transverses, à l’axe longitudinal (X) et passant par les extrémités radialement internes (23) ou les extrémités radialement externes (25) desdites deux pales statoriques successives ou par leurs centres de gravité, respectivement, si lesdites deux pales successives sont à angle de calage fixe,
-- soit, pour l’un desdits axes respectifs, d’adaptation d’un angle de calage de l’une desdites deux pales statoriques successives, lorsque la pale est à angle de calage va able, et, l’autre, transverse à l’axe longitudinal (X) et/ou passant par l’extrémité radialement interne (23) ou par l’extrémité radialement externe (25) ou par le centre de gravité de ladite pale adjacente, lorsque celle-ci est à angle de calage fixe, les pales rotoriques et statoriques présentant chacune une extrémité radialement externe libre (25) radialement plus éloignée du carter (13) qu’une extrémité radialement interne (23) et le propulseur étant caractérisé en ce que :
- le long de l’axe longitudinal (X), au moins deux pales statoriques (16) sont à positions axiales différentes l’une de l’autre, et
- pour chaque couple de deux pales statoriques, le rapport entre la corde maximale desdites deux pales est compris entre 0,8 et 1 ,25, de préférence entre 0,9 et 1 ,1 I , la corde maximale étant mesurée sur une coupe radiale d jne pale statorique.
[Revendication 2] Propulseur aéronautique (10) selon la revendication 1 , dans lequel entre les extrémités radialement externes libres (25) et radialement interne (23) respectives, la plus courte pale rotorique (14) présente une envergure supérieure à la plus longue pale statorique (18).

Claims

CRevendication 3] Propulseur aéronautique (10) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel toutes les faces d’intrados ,29) des pales statoriques (18) sont orientées selon un même sens circonférentiel autour de l’axe longitudinal X).
[Revendication 4] Propulseur aéronautique (10) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel les pales statoriques (18) situées les plus en aval ont une corde moyenne, le long de l’envergure, st/ou une corde maximale différente de celles situés plus en amont.
[Revendication 5] Propulseur aéronautique (10) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel axialement la corde moyenne et/ou la corde maximale tes pales statoriques (18) diminue, de l’amont vers l’aval.
[Revendication 6] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel :
- les pales statoriques (18) at les pales rotoriques 14) arésentent chacune un ayon minimum, mesuré entre l’extrémité radialement interne de la pale (18) et l’axe longitudinal (X), et
- le rayon minimum te toute pale rotorique est inférieur au ayon minimum de toute pale statorique.
[Revendication 7] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l’extrémité radialement externe de chaque pale rotorique (14) est inscrite dans un premier cercle (20) et l’extrémité radialement externe de chaque pale statorique (180) est inscrite dans un second cercle (22), le rayon ( es) du second cercle (22) étant inférieur au rayon (Reh) du premier cercle (20), lesdits rayons étant centrés sur le même axe.
[Revendication 8] Propulseur aéronautique (10) selon l’une des revendications précédentes dans lequel l’une au moins des caractéristiques suivante a) à c) est réalisée : a) il existe, autour de l’axe longitudinal (X), plusieurs axes de référence de pales statoriques (16) situés à une même distance axiale d’axes de référence de plusieurs pales rotoriques, et l’extrémité radialement externe de chaque pale rotorique ( 14) est inscrite dans un cercle primaire (C1) et l’extrémité radialement externe (25) de certaines pales statoriques (18) est inscrite dans un premier cercle secondaire (C21 ) et l’extrémité radialement externe de certaines pales statoriques étant inscrite dans un second cercle secondaire (C22) les rayons des cercles secondaires ( Î21, C !2) étant inférieur au rayon du cercle primaire ( 11), lesdits rayons étant centrés sur le même axe, et les rayons ( 21 , C22) des cercles secondaires vont en décroissant vers l’aval, b) les pales statoriques (18) situées les plus en aval ont une corde moyenne, le long de l’envergure, différente de celles situés plus en amont, de préférence la corde moyenne des pales statoriques aval étant inférieur à la corde moyenne des pales statoriques amont, c) certaines au moins des pales statoriques présentant desdits axes de référence respectifs d’adaptation d’un angle de calage (19) certains au moins des angles de :alage (y) des pales statoriques situées plus à l’amont sont différents de certains au moins des angles de calage (y) des pales statoriques situées plus à l’aval.
[Revendication 9] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel les dimensions des pales sont déterminées de manière à avoir un clipping géométrique défini comme suit : clipping géométrique avec :
Figure imgf000039_0001
- Reh et Res étant les rayons aux ïxtrémités radialement externes libres respectives (25) des pales rotoriques et statoriques, respectivement, ït,
- Rih étant le rayon en extrémité radialement interne (2 ) des pales rotoriques, et, si les pales rotoriques présentent entre elles des rayons d’ (xtrémités radialement externes libres différents, Reh est alors défini par le plus petit des rayons des ïxtrémités radialement externes libres respectives (25) le l’ensemble des pales rotoriques, et les valeurs dudit clipping géométrique sont comprises entre -10% et +30%, selon la position autour de l’axe longitudinal (X) et axiale de la pale statorique considérée, de préférence entre 5% et 20%.
[Revendication 10] Propulseur aéronautique (10) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la distance axiale entre un des axes de référence respectifs des pales rotoriques (14) et l’un desdits axes de référence respectifs des pales statoriques (16) varie angulairement.
[Revendication 11] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel les bords d’attaque ït/ou de bord de fuite et/ou les axes de référence des pales statoriques sont positionnés axialement et circonférentiellement de manière à former une succession de motifs convexe et/ >u concave.
[Revendication 12] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel :
- lesdits axes de référence respectifs d s pales statoriques sont disposés suivant plusieurs rangées statoriques, chacune perpendiculaire à l’axe longitudinal (X), comprenant chacune une ou plusieurs pales statoriques,
- parallèlement à l’axe longitudinal (X), deux rangées statoriques (16 16a, 16b) axialement successives présentent entre elles une distance axiale ( )), et
- dans le cas où il existe au moins trois rangées statoriques, les distances axiales ( r 7) varient suivant les rangées statoriques (16) considérées.
[Revendication 13] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel :
- lesdits axes de référence respectifs d s pales statoriques sont disposés suivant plusieurs rangées statoriques, chacune perpendiculaire à l’axe longitudinal (X), comprenant chacune une ou plusieurs pales statoriques, - S étant la plus petite distance axiale entre lesdits axes de référence respectifs de l’une des pales rotoriques et l’une des pales statoriques tes angées statoriques, il existe une suite (Tj)1≤j ≤N -1' Où Tj désigne la distance axiale entre deux rangées statoriques (16) axialement successives, ; et^ + 1, telle que ? > max{ rj } avec 1 ≤ j ≤ N - 1, N étant le nombre de rangées statoriques (16).
[Revendication 14] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel, il existe :
- les axes de référence des pales rotoriques sont tous situés dans un même plan perpendiculaire à l’axe longitudinal (X), suivant une seule rangée rotorique (14) de pales rotoriques,
- lesdits axes de référence respectifs d s pales statoriques sont disposés suivant plusieurs rangées statoriques, chacune perpendiculaire à l’axe longitudinal (X), comprenant chacune une ou plusieurs pales statoriques et 4, où P,- désigne la distance axiale entre deux
Figure imgf000040_0002
rangées statoriques (16) axialement successives, ' et, + 1, avec 1 ≤ j ≤ N - 1, N étant le nombre de rangées statoriques (16) et j = 1 correspondant à la rangée de pales statoriques la plus proche de la rangée rotorique (14).
[Revendication 15] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel il existe un rapport C/E entre la corde, C, et l’espacement azimutal E entre deux pales statoriques (16) consécutives autour de l’axe longitudinal (X), tel que C/E est inférieur à 3 sur l’ensemble de l’envergure de chaque pale statorique.
[Revendication 16] Propulseur aéronautique (10) selon la revendication 15, dans lequel le rapport C/E est inférieur à 1 aux extrémités radialement externes (25) de deux pales rotoriques ou statoriques consécutives autour de l’axe longitudinal (X).
[Revendication 17] Propulseur aéronautique (10) selon l’une des revendications précédentes an combinaison avec la revendication 9, dans lequel :
- lesdits axes de référence respectifs d s pales statoriques sont disposés suivant une ou plusieurs rangées itatoriques, chacune perpendiculaire à l’axe longitudinal (X), comprenant chacune plusieurs pales statoriques,
- Res correspondant au rayon maximal d’une pale statorique mesuré par rapport à l’axe longitudinal (X), ledit rayon maximal est défini pour chaque rangée statorique par la suite :
Figure imgf000040_0001
J≤N ' Où Res l, Res 2, Res 3 ... correspondent aux rayons maximaux des pales de chaque rangée statorique, avec 0 0,3 , ou de préférence : 0,01
Figure imgf000040_0004
Figure imgf000040_0003
et :=1 V lorsque j ¥= k, N étant un entier naturel définissant le nombre de rangées de pales statoriques. [Revendication 18] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel :
- lesdits axes de référence respectifs des pales statoriques sont disposés suivant plusieurs rangées statoriques, chacune perpendiculaire à l’axe longitudinal (X), comprenant chacune plusieurs pales statoriques,
- Res correspondant au rayon maximal d’une pale de rangée statorique mesuré par rapport à l’axe longitudinal (X) :
- ledit rayon maximal est défini pour chaque rangée statorique par la suite :
Figure imgf000041_0001
Res 2, Res 3 ... correspondent aux rayons maximaux des pales de chaque rangée statorique, N étant un entier naturel définissant le nombre de rangées de pales statoriques
- tous les rayons des pales de la même rangée statorique sont identiques, et
- Res l > Res 2 ReSi3 > .... c’est-à-dire que les rayons maximaux des pales des rangées statoriques décroissent vers l’aval.
[Revendication 19] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications 1 à 17, dans lequel :
- lesdits axes de référence respectifs des pales statoriques sont disposés suivant une ou plusieurs rangées itatoriques, chacune perpendiculaire à l’axe longitudinal (X), comprenant chacune plusieurs pales statoriques, et
- les pales de la rangée statorique ou d’une même rangée statorique présentent des rayons, mesurés chacun entre l’extrémité radialement la plu 5 externe de chaque pale (18) et l’axe longitudinal (X), qui varient d’une pale à une autre pale.
[Revendication 20] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel :
- lesdits axes de référence respectifs d s pales statoriques sont disposés suivant une ou plusieurs rangées itatoriques, chacune perpendiculaire à l’axe longitudinal (X), comprenant chacune plusieurs pales statoriques, et
- Ris correspondant au rayon minimal des pales sur une même rangée statorique, mesuré par rapport à l’axe longitudinal (X), ledit rayon minimal :
-- est défini pour la ou chaque rangée statorique par la suite : Ris,2<
Figure imgf000041_0002
Ris 3 ... correspondent au rayon minimal des pales de chaque rangée statorique, N étant un entier naturel définissant le nombre de rangées de pales statoriques st
-- est différent entre les rangées statoriques plus à l’amont et celles plus à l’aval, c’est-à-dire que Ris l + Ris>2 + Ris>3 + ...
[Revendication 21] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel:
- lesdits axes de référence respectifs des pales statoriques sont disposés suivant une ou plusieurs iangées statoriques, chacune perpendiculaire à l’axe longitudinal (X), comprenant chacune plusieurs pales statoriques, et
- il existe une suite désigne, sur la '-ième rangée de pales statoriques, le k-
Figure imgf000042_0003
j ième espacement angulaire azimutal, et
- pour l’ensemble de pales statoriques de la j-ième rangée, ledit espacement angulaire azimutal est homogène, c’est-à-dire, il n’y a qu’un seul espacement azimutal Δθ;- 4 qui est identique entre toutes les pales successives deux à deux de la Même rangée, N étant un entier naturel définissant le nombre de rangées
[Revendication 22] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications 1 à 21 , dans lequel:
- lesdits axes de référence respectifs des pales statoriques sont disposés suivant une ou plusieurs rangées statoriques, chacune perpendiculaire à l’axe longitudinal (X), comprenant chacune plusieurs pales statoriques, et
- il existe une suite , où Δθj k désigne, sur la '-ième rangée statorique, le fc-ième
Figure imgf000042_0001
espacement angulaire azimutal, V étant un entier naturel définissant le nombre de rangées, et
- pour l’ensemble de pales statoriques de la j-ième rangée, ledit espacement angulaire azimutal est hétérogène, c’est-à-dire qu’il y a au moins deux espacements angulaires azimutaux Δθj 1 et Δθ,- ? différents.
[Revendication 23] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel :
- lesdits axes de référence respectifs d s pales statoriques sont disposés suivant plusieurs rangées statoriques, chacune perpendiculaire à l’axe longitudinal (X), comprenant chacune plusieurs pales statoriques, et
- il existe une suite (Δφi)1<i<BT où BT désigné le nombre total de pales statoriques et Δφ i désigne le Même espacement angulaire azimutal lorsque toutes les pales statoriques de toutes les rangées statoriques, st leurs dits axes de référence respectifs, sont projetés sur un unique plan perpendiculaire à l’axe longitudinal (X), et :
- lesdits espacements azimutaux entre les pales statoriques successives deux à deux situées dans plusieurs rangées de pales statoriques sont identiques, ou bien
- min{Δφ i } > 360° 4 *
Figure imgf000042_0004
ou de préférence min
Figure imgf000042_0002
J J avec Bj qui désigne le nombre de pales statoriques sur la j-ième rangée, L ≤ j ≤ N, N étant un entier naturel définissant le nombre de rangées.
[Revendication 24] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel Bj ≥ 2 avec 1 ≤ j ≤ N, de préférence 2 ≤ Bj ≤ 10, avec Bj qui désigne le nombre de pales (18) statoriques placées sur la j-ième rangée de pales statoriques (16) compté de l’amont vers l’aval depuis la rangée de pales rotoriques.
[Revendication 25] Propulseur aéronautique (10) selon la revendication précédente, dans lequel Bj est un nombre pair, avec 1 ≤ j ≤ N.
[Revendication 26] Propulseur aéronautique selon la revendication 25, dans lequel les bords de fuite des pales statoriques d’une rangée Pi sont situés en aval des bords d’attaque des pales statoriques de la rangée PN.
[Revendication 27] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel les nombres de pales rotoriques (14) et de pales statoriques de la, ou de chaque rangée statorique sont différents.
[Revendication 28] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel certaines au moins des pales rotoriques (1 1) et statoriques (16) sont liées à un système de calage variable (38) permettant de changer leur angle de calage par rotation autour de leurs dits axes respectifs (19).
[Revendication 29] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel il y a au moins deux amilles de pales statoriques, de préférence au moins trois familles de pales statoriques, et dans lequel chaque famille de pales statoriques comprend une ou plusieurs pales statoriques ayant les mêmes caractéristiques géométriques relativement à au moins l’un des paramètres suivants : la corde (C), l’épaisseur naximale (e), la hauteur, la cambrure, un angle de flèche, un angle de dièdre, ... lans laquelle au moins une desdites caractéristiques géométriques est différente des mêmes caractéristiques géométriques des pales statoriques d’une autre famille de pales statoriques.
[Revendication 30] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, comprenant :
- un moyeu (12) pourvu des pales rotoriques (18),
- un carter moteur (13) autour duquel sont disposées des pales statoriques (180) et, successivement, le long de l’axe longitudinal (X), d’amont vers l’aval, de façon radialement intérieure par rapport au carter moteur (13) :
- au moins un compresseur (2),
- au moins une chambre de combustion (4),
- au moins une turbine (6) entraînant le(s) compresseur(s), et
- une entrée d’air (41) vers le(s) compresseur(s) (2), l’entrée d’air (41) étant située à l’aval des pales rotoriques (14) et en amont des pales statoriques ( 6).
[Revendication 31] Ensemble propulsif jour un aéronef,
- l’ensemble comprenant le propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes qui comprend un carter moteur (13) autour duquel sont disposées les pales statoriques (18), et
- l’ensemble comprenant en outre jne structure (27) de fixation du propulseur aéronautique (10) à l’aéronef, la structure de fixation (27) présentant, ou définissant, vu dans un plan (P1) perpendiculaire audit axe longitudinal (X) et intersectant au moins partiellement l’une des pales statoriques une proéminence (36) s’étendant entre deux pales statoriques ou de façon axialement adjacente à elles,
- l’ensemble étant tel que :
-- autour de l’axe longitudinal (X), on définit une position angulaire à 12H comme positionnée verticalement vers le haut par rapport à l’axe longitudinal (X) et une position angulaire à 6H comme positionnée verticalement vers le bas par rapport à l’a <e longitudinal (X), et
-- certaines au moins des pales statoriques sont réparties axialement selon une loi linéaire telle que, parmi ces pales, la pale la plus proche à 12H soit celle la plus en amont selon l’axe longitudinal (X) desdites pales et celle à 6H la plus en aval selon l’axe longitudinal (X).
[Revendication 32] Ensemble propulsif pour un aéronef,
- l’ensemble comprenant le propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications 1 à 30 :
-- dont lesdits axes de référence respectifs d s pales statoriques sont disposés suivant plusieurs rangées statoriques, chacune perpendiculaire à l’axe longitudinal (X), comprenant chacune plusieurs pales statoriques, l’une des rangées étant située axialement plus en aval que l’autre rangée, et
-- qui comprend un carter (13) autour duquel sont disposées les pales statoriques (16),
- l’ensemble comprenant en outre jne structure (27) de fixation du propulseur aéronautique (10) à l’aéronef, la structure de fixation (27) présentant, ou définissant, vu dans un plan (P1) perpendiculaire audit axe longitudinal (X) et intersectant au moins partiellement des pales (18) de l’une au moins des deux rangées statoriques (16), une proéminence (36) vis-à-vis du carter (13) et s’étendant entre deux pales (18) de la rangée statorique (16b) intersectée, lesdits axes de référence respectifs des pales de la rangée statorique (16b) intersectée, ou des pales de l’une des deux rangées statoriques (16), étant plus éloignée que les axes de référence de l’autre des au moins de JX rangées, à la fois :
-- axialement, lesdits axes de référence respectifs des pales rot >riques (14) et,
-- circonférentiellement autour de l’axe longitudinal (X), de la proéminence ( 36) d a l’autre rangée statorique (16a). [Revendication 33] Aéronef présentant un axe longitudinal (X1 ) et comprenant un propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications 1 à 30, un fuselage (33) et une aile (31 ) à laquelle ou auquel est fixé le propulseur aéronautique (10), dans lequel la valeur absolue de l’angle (Il ?ll) entre l’axe longitudinal (X) du propulseur aéronautique et l’axe longitudinal de l’aéronef (X1 ) varie entre 0.5° et 30°, de préférence entre 2° et 20°, ou encore de préférence entre 3° et 10°.
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FR3118792A1 (fr) * 2021-01-14 2022-07-15 Safran Aircraft Engines Module pour une turbomachine d’aeronef
FR3125090A1 (fr) * 2021-07-06 2023-01-13 Safran Aircraft Engines Propulseur aeronautique
FR3125089A1 (fr) * 2021-07-06 2023-01-13 Safran Aircraft Engines Propulseur aeronautique
US20230021836A1 (en) * 2021-07-22 2023-01-26 General Electric Company Unducted thrust producing system

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