EP3430241A1 - Turboréacteur - Google Patents

Turboréacteur

Info

Publication number
EP3430241A1
EP3430241A1 EP17714868.1A EP17714868A EP3430241A1 EP 3430241 A1 EP3430241 A1 EP 3430241A1 EP 17714868 A EP17714868 A EP 17714868A EP 3430241 A1 EP3430241 A1 EP 3430241A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
fan
millimeters
turbojet engine
equal
blower
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Pending
Application number
EP17714868.1A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Jérémy DIEVART
Yanis BENSLAMA
Nathalie NOWAKOWSKI
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
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 SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of EP3430241A1 publication Critical patent/EP3430241A1/fr
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • 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
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/04—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position
    • F01D21/045—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position special arrangements in stators or in rotors dealing with breaking-off of part of rotor
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
    • F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
    • 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
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/04—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position
    • 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
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/14—Casings or housings protecting or supporting assemblies within
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/307—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the tip of a rotor blade
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • F05D2260/31—Retaining bolts or nuts
    • F05D2260/311—Retaining bolts or nuts of the frangible or shear type
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/40—Transmission of power
    • F05D2260/403—Transmission of power through the shape of the drive components
    • F05D2260/4031—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing
    • F05D2260/40311—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing of the epicyclical, planetary or differential type
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/60—Fluid transfer
    • F05D2260/606—Bypassing the fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • F05D2300/21—Oxide ceramics
    • F05D2300/2102—Glass
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • F05D2300/22—Non-oxide ceramics
    • F05D2300/224—Carbon, e.g. graphite
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • F05D2300/22—Non-oxide ceramics
    • F05D2300/226—Carbides
    • F05D2300/2261—Carbides of silicon
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/40—Organic materials
    • F05D2300/43—Synthetic polymers, e.g. plastics; Rubber
    • F05D2300/434—Polyimides, e.g. AURUM
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01B—MEASURING LENGTH, THICKNESS OR SIMILAR LINEAR DIMENSIONS; MEASURING ANGLES; MEASURING AREAS; MEASURING IRREGULARITIES OF SURFACES OR CONTOURS
    • G01B21/00—Measuring arrangements or details thereof, where the measuring technique is not covered by the other groups of this subclass, unspecified or not relevant
    • G01B21/16—Measuring arrangements or details thereof, where the measuring technique is not covered by the other groups of this subclass, unspecified or not relevant for measuring distance of clearance between spaced objects
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the invention relates to the field of turbomachines, and more particularly turbofan engines with a high dilution rate or very high.
  • a turbofan engine 1 generally comprises, from upstream to downstream in the direction of the flow of gas, a fan 2 housed in a housing 24 of a fan.
  • the fan 2 comprises a disk 20 of a fan (or rotor) provided with blades 22 at its periphery which, when they are rotated, cause an air flow in the turbojet engine 1.
  • the air mass sucked by the fan 2 is divided into a primary flow, which flows in a primary flow space, and a secondary flow, which is concentric with the primary flow and flows in a secondary flow space.
  • the primary flow space passes through a primary body comprising one or more stages of compressors, for example a low pressure compressor 4 and a high pressure compressor 3, a combustion chamber, one or more turbine stages, for example a high turbine. pressure 5 and a low pressure turbine 6, and a gas exhaust nozzle 7.
  • a primary body comprising one or more stages of compressors, for example a low pressure compressor 4 and a high pressure compressor 3, a combustion chamber, one or more turbine stages, for example a high turbine. pressure 5 and a low pressure turbine 6, and a gas exhaust nozzle 7.
  • the high pressure turbine 5 rotates the high pressure compressor 3 via a first shaft, said high pressure shaft 5a, while the low pressure turbine 6 rotates the low pressure compressor 4 and the fan 2 via a second shaft, said low pressure shaft 6a.
  • the low pressure shaft 6a is generally housed in the high pressure shaft 5a, said shafts 5a, 6a being fixed to the structural parts (including the inlet casing, which comprises a fixed blade wheel which supports the fan casing) of the turbojet 1 by via bearings, typically downstream of the separation nozzle 8 configured to separate the primary flow and the secondary flow.
  • FIG. 1 illustrates the response of the blower 2 to an unbalance resulting from the loss of a blade 22 as a function of the rotational speed (in revolutions per minute) of the low pressure shaft 6a. .
  • the bending deformation mode M 'of the fan shaft 2 being situated in the operating range of the turbojet engine 1, the turbojet engine is highly susceptible to damage.
  • the rotor 20 of the fan 2 can then refocus around its new axis of inertia, which induces a reduction of the forces transmitted to the structures.
  • the distance H between the blades 22 of the fan 2 and the casing of the fan 2 must then be sufficiently large (of the order of about forty millimeters) between the head 22a of the blades 22 of the fan 2 and the housing 24 of blower to allow free orbiting of the rotor 20 and prevent the blades 22 of the fan 2 come into contact with the fan casing 24 (see Figure 2a). It is therefore possible to realize fan casings 2 of reduced mass, since the latter must not hold the contact forces with the blades in case of FBO.
  • such an increase in the diameter of the fan casing 24 an increase in the size of the nacelle, which has a negative impact on the turbojet engine's drag, on its mass and on its specific consumption.
  • the external surface of the fan casing 24 is structurally reinforced by means of reinforcements 28 which generally comprise an annular flange. reported and fixed on its external face.
  • reinforcements 28 which generally comprise an annular flange. reported and fixed on its external face.
  • Such a reinforcement 28 substantially increases the mass of the fan casing 24 and therefore of the turbojet engine 1, thus increasing the specific consumption of the turbojet engine 1.
  • An object of the invention is to provide a turbofan engine which has a reduced mass in comparison with conventional turbojet turbofan engines while being able to run in degraded mode in case of rupture of a fan blade.
  • the invention proposes a turbofan engine comprising: a blower housed in a blower housing, said blower comprising a disc provided with fan blades at its periphery, each blower blade comprising a blade head extending away from the disc,
  • a turbine housed in the primary flow space and in fluid communication with the fan
  • the turbojet has a dilution ratio greater than or equal to 10.
  • a distance between the head of the fan blades and the fan casing is less than or equal to ten millimeters.
  • the distance between the head of the fan blades and the fan casing is measured cold when the turbojet engine is stopped.
  • turbojet engine Some preferred but non-limiting characteristics of the turbojet engine described above are the following, taken individually or in combination:
  • the distance between the head of the fan blades and the fan casing is less than or equal to six millimeters, preferably equal to between five and six millimeters,
  • a thickness of the fan casing is less than or equal to fifteen millimeters, preferably less than or equal to twelve millimeters, for example less than or equal to ten millimeters,
  • An outer diameter of the blower is between eighty inches (203.2 centimeters) and one hundred inches (254.0 centimeters), preferably between eighty inches (203.2 centimeters) and ninety inches (228.6 centimeters).
  • the diameter of the blower is between eighty inches (203.2 centimeters) and ninety inches (228.6 centimeters) and a blower housing thickness is between nine millimeters and twelve millimeters, for example equal to ten millimeters,
  • a difference in the thickness of the fan casing, between an upstream end and a downstream end of said fan casing, is less than or equal to ten millimeters
  • the fan casing is made of a composite material comprising a fiber reinforcement densified by a matrix, said fibrous reinforcement comprising fibers chosen from the following group: carbon, glass, aramid, silica carbide and / or ceramic, and / or said matrix comprising a polymer selected from the following group: epoxide, bismaleimide and / or polyimide,
  • the fan casing has a thickness of between eight and twenty millimeters, preferably between ten and eighteen millimeters, for example between twelve millimeters and fifteen millimeters,
  • the reduction mechanism is epicyclic or planetary and has a reduction ratio of between 2.5 and 5, and / or
  • the turbojet engine further comprises a separation nozzle extending downstream of the fan and configured to separate the primary flow space and the secondary flow space, said turbojet engine being devoid of a decoupler between the fan and said nozzle of seperation.
  • FIG. 1 illustrates the loading (in Newton N) applied by the disk of the blower of a turbojet according to the prior art to the front bearing of the blower 2 before the decoupler breaks according to the speed of the low shaft.
  • pressure 6a in revolutions per minute (rpm)
  • FIG. 2a is a schematic partial view of the front of a first example of a turbojet according to the prior art, on which are visible in particular a blower, a decoupler and structural parts of the turbojet,
  • FIG. 2b is a schematic partial view of the front of a second example of a turbojet according to the prior art, the turbojet being devoid of a decoupler,
  • FIG. 3 illustrates the loading (in Newton N) applied by the disk of the fan of a turbojet according to an embodiment of the invention on the front bearing of the fan as a function of the speed of the low pressure shaft ( in revolutions per minute (rpm),
  • FIG. 4 is a schematic partial view of the front of an exemplary embodiment of a turbojet according to the invention, on which are notably visible a fan and structural parts of the turbojet, and
  • Figure 5 is a partial sectional view of an exemplary embodiment of a turbojet according to the invention.
  • the turbojet engine 1 comprises, in a conventional manner, a fan 2 housed in a fan casing 24, an annular primary flow space and an annular secondary flow space.
  • the primary flow space passes through a primary body.
  • the primary body having been described above, it will not be further detailed here.
  • the fan 2 comprises a fan disc 20 provided with fan blades 22 at its periphery which, when they are rotated, cause the flow of air into the primary and secondary flow spaces of the turbojet engine 1.
  • the fan disk 20 is driven by the low pressure shaft 6a, which is centered on the X axis of the turbojet engine 1 by a series of bearings and is rotated by the low pressure turbine 6.
  • the fan casing 24 is of generally annular shape and has an inner face extending facing the blades 22 of the fan 2, and an outer face, opposite to the inner face and extending opposite the nacelle.
  • An abradable material 25 may be attached to the inner face of the fan casing 24, facing the fan blades 22.
  • the turbojet engine 1 In order to improve the propulsive efficiency of the turbojet engine 1, to reduce its specific fuel consumption as well as the noise emitted by the fan 2, the turbojet engine 1 has a bypass ratio (in English terminology), which corresponds to the ratio between the airspeed. Secondary flow (cold) and the flow rate of the primary flow (hot, which passes through the primary body), high By high dilution rate, here will be understood a dilution ratio greater than 10, for example between 12 and 18.
  • the fan 2 is decoupled from the low-pressure turbine 6, thus making it possible to independently optimize their respective rotational speed.
  • the decoupling can be carried out using a gearbox, such as an epicyclic reduction mechanism ("star gear reduction mechanics" in Anglo-Saxon language) or planetary gear reduction mechanics in Anglo-Saxon language. placed between the upstream end (with respect to the direction of flow of the gases in the turbojet engine 1) of the low pressure shaft 6a and the fan 2.
  • the fan 2 is then driven by the low pressure shaft 6a by the intermediate of the reduction mechanism 10 and an additional shaft, said fan shaft 2a, which is fixed between the reduction mechanism 10 and the disk 20 of the fan 2.
  • the flow rate of the secondary flow and the flow rate of the primary flow are measured when the turbojet engine 1 is stationary in a standard atmosphere (as defined by the manual of the International Civil Aviation Organization (ICAO) Doc 7488/3, 3rd edition) and at sea level.
  • the reduction mechanism 10 comprises an epicyclic reduction mechanism.
  • the reduction ratio of the reduction mechanism 10 is preferably between 2.5 and 5.
  • the diameter of the blower 2 may be between eighty inches (203.2 centimeters) and one hundred inches (254.0 centimeters), preferably between eighty inches (203.2 centimeters) and ninety inches (228.6 centimeters). .
  • diameter of the blower 2 here will be understood the radial distance between the axis X of revolution of the turbojet engine 1 and the head 22a of the blades 22 of the fan.
  • the Applicants have realized that, thanks to the reduction mechanism 10 which makes it possible to reduce the speed of rotation of the fan 2 (of the order of 30% relative to the speed of rotation of the fan of an equivalent turbojet engine without reduction mechanism) and to stiffen the disk 20 of the fan 2 (the shaft 2a being short and on two supports 26), the distance H between the head 22a of the fan blades 22 and the fan casing 24 is significantly reduced when a blower blade rupture 22 (FBO). Therefore, it is possible to reduce the distance H between the head 22a of the fan blades 22 and the fan casing 24 so that said distance H is at most equal to ten millimeters, or even less than six millimeters, for example from order of five to six millimeters.
  • FBO blower blade rupture 22
  • a distance H of five to six millimeters between the head 22a of the fan blades 22 and the inner face of the fan casing 24 corresponds generally to the conventional thickness of the abradable material 25 which is fixed on the fan casing 24.
  • the distance H between the head 22a of the fan blades 22 and the fan casing 24 is measured cold when the turbojet engine 1 is stopped. In operation, this distance H can decrease by about 1 to 2 mm due to the rotation of the fan blades 22 in a stationary casing 24 and different expansions between the different materials constituting the fan 2. If necessary, the variation of this distance H can be kept low by using identical materials that do not expand much for the larger pieces.
  • the housing 24 and the blades 22 may for example be made of an organic matrix composite material
  • the fan disk may be metallic (alloy of steel or titanium) and have a small outside radius and a low volume.
  • the external diameter of the fan casing 24 is therefore smaller than in the case where a large distance is left in order to prevent any contact between the fan blades 22 and the fan casing 24, which also makes it possible to limit the dimensions of the nacelle in which the fan casing 24 is housed, and therefore the turbojet 1 drag.
  • a distance H of the order of five to six millimeters makes it possible to guarantee, for a turbojet engine 1 with a high dilution ratio, that the fan blades 22 do not come into contact with the fan casing 24 in the event of dawn rupture. 22 (FBO). It is therefore no longer necessary for the fan casing 24 to play a role of retention of the blades 22 in the event of rupture of the fan blade 22, which makes it possible to dispense with the reinforcements usually fixed on the external face of the casing. 24 fan (especially the reinforcements 28, which are visible in Figure 2b of the prior art).
  • the fan casing 24 may, for example, have a thickness e which is less than or equal to fifteen millimeters in the zone extending facing the fan blades 22, preferably less than or equal to thirteen millimeters, typically less than ten millimeters in the case of a fan casing 24 made of a metallic material.
  • thickness e here will be understood the dimension extending between a lower face of the fan casing 24 (on which can be fixed an abradable material 25) and an outer face (which extends opposite the nacelle).
  • the thickness e of the blower housing 24 is preferably between nine millimeters and twelve millimeters, typically equal to ten millimeters.
  • the thickness e of the fan casing 24 is preferably between twelve millimeters and fifteen millimeters.
  • the difference in thickness e between the outer face and the inner face of the fan casing 24, along the fan casing 24 can be at most ten millimeters. This is especially allowed by the absence of reinforcements 28 on the outer face of the fan casing 24.
  • the fiber reinforcement comprises fibers configured to form the reinforcement of the composite material and take up most of the mechanical forces.
  • the fibers may in particular be based on carbon, glass, aramid, silicon carbide and / or ceramic.
  • the matrix its main purpose is to transmit the mechanical forces to the reinforcement, to ensure the protection of the reinforcement with respect to the various environmental conditions and to give the desired shape to the product produced.
  • the matrix may comprise a polymer, in particular of the epoxide, bismaleimide or polyimide type.
  • the blower housing 24 may for example have a thickness e of less than or equal to ten millimeters, when the blower 2 has an outer diameter of about 210 centimeters.
  • the Applicants have furthermore established that, in a turbojet engine 1 with a high dilution ratio, the decoupler situated between the bearings 28 and the nozzle of separation 8 can be suppressed without impairing the recovery of forces resulting from a failure of fan blade 22 (FBO). Indeed, thanks to the reduction mechanism 10 which reduces the speed of rotation of the fan 2 in operation and the length of the shaft 2a which directly drives the fan 2 in rotation, the modes of deformation of the bearings 26 which the shaft 2a of the fan are pushed out of the operating ranges of the turbojet engine 1. In particular, reference may be made to FIG.
  • the redline RL of the fan shaft 2a is between 2000 revolutions per minute and 4000 revolutions per minute, typically around 3000 revolutions per minute.
  • the suppression of the decoupler thus contributes to reducing the mass of the turbojet engine 1, and thus makes it possible to improve the specific fuel consumption of the turbojet engine 1.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

L'invention concerne un turboréacteur (1) à double flux présentant un taux de dilution supérieur ou égal à 10 et comprenant: - une soufflante (2) comprenant un disque (20) pourvu d'aubes (22) à sa périphérie, une distance (H) entre la tête (22a) des aubes (22) et le carter (24) de la soufflante étant inférieure ou égale à dix millimètres - un espace d'écoulement primaire et un espace d'écoulement secondaire concentriques, - une turbine (6), logée dans l'espace d'écoulement primaire et en communication fluidique avec la soufflante (2), et - un mécanisme de réduction (10), couplant la turbine (6) et la soufflante (2).

Description

TURBORÉACTEUR
DOMAINE DE L'INVENTION
L'invention concerne le domaine des turbomachines, et plus particulièrement les turboréacteurs à double flux présentant un taux de dilution élevé, voire très élevé.
ARRIERE-PLAN TECHNOLOGIQUE
Comme visible sur les Figs. 4 et 5 annexées, un turboréacteur 1 à double flux comprend généralement, d'amont en aval dans le sens de l'écoulement des gaz, une soufflante 2 logée dans un carter 24 de soufflante. La soufflante 2 comporte un disque 20 de soufflante (ou rotor) pourvu d'aubes 22 à sa périphérie qui, lorsqu'elles sont mises en rotation, entraînent un flux d'air dans le turboréacteur 1 . La masse d'air aspirée par la soufflante 2 est divisée en un flux primaire, qui circule dans un espace d'écoulement primaire, et en un flux secondaire, qui est concentrique avec le flux primaire et circule dans un espace d'écoulement secondaire.
L'espace d'écoulement primaire traverse un corps primaire comprenant un ou plusieurs étages de compresseurs, par exemple un compresseur basse pression 4 et un compresseur haute pression 3, une chambre de combustion, un ou plusieurs étages de turbines, par exemple une turbine haute pression 5 et une turbine basse pression 6, et une tuyère 7 d'échappement des gaz.
Typiquement, la turbine haute pression 5 entraine en rotation le compresseur haute pression 3 par l'intermédiaire d'un premier arbre, dit arbre haute pression 5a, tandis que la turbine basse pression 6 entraine en rotation le compresseur basse pression 4 et la soufflante 2 par l'intermédiaire d'un deuxième arbre, dit arbre basse pression 6a. L'arbre basse pression 6a est généralement logé dans l'arbre haute pression 5a, lesdits arbres 5a, 6a étant fixés aux parties structurales (dont le carter d'entrée, qui comprend une roue d'aubes fixes qui soutient le carter de soufflante) du turboréacteur 1 par l'intermédiaire de paliers, typiquement en aval du bec de séparation 8 configuré pour séparer le flux primaire et le flux secondaire.
Lors de la rupture d'une aube 22 de soufflante 2 (« fan blade out » ou FBO, en terminologie anglosaxonne), par exemple sous l'impact d'un corps étranger, la soufflante 2 subit un balourd important. On pourra notamment se référer à la figure 1 , qui illustre la réponse de la soufflante 2 à un balourd résultant de la perte d'une aube 22 en fonction de la vitesse de rotation (en tours par minute) de l'arbre basse pression 6a. Le mode M' de déformation en flexion de l'arbre de soufflante 2 étant situé dans la plage de fonctionnement du turboréacteur 1 , le turboréacteur risque fortement d'être endommagé.
On a donc proposé de placer un découpleur 9 entre la soufflante 2 et le moyeu de carter d'entrée, typiquement au niveau du bec de séparation 8, afin de permettre à la soufflante 2 de fonctionner en mode dégradé malgré la présence d'un balourd important. A cet effet, quand la charge de rupture du découpleur 9 est atteinte en raison d'une perte d'aube de soufflante, l'une des liaisons palier 26 est rompue (généralement la liaison du palier 26 avant de l'arbre 2a supportant la soufflante 2), ce qui permet de changer la situation dynamique de la soufflante 2 et de faire chuter le mode de déformation en flexion de l'arbre de soufflante 2 vers les basses fréquences. Après rupture de cette liaison, le rotor 20 de la soufflante 2 peut alors se recentrer autour de son nouvel axe d'inertie, ce qui induit une réduction des efforts transmis aux structures. La distance H entre les aubes 22 de soufflante 2 et le carter de la soufflante 2 doit alors être suffisamment grand (de l'ordre d'une quarantaine de millimètres) entre la tête 22a des aubes 22 de la soufflante 2 et le carter 24 de soufflante pour permettre le libre orbitage du rotor 20 et éviter que les aubes 22 de soufflante 2 viennent en contact avec le carter 24 de soufflante (voir Figure 2a). Il est donc possible de réaliser des carters de soufflante 2 de masse réduite, puisque ces derniers ne doivent pas tenir les efforts de contact avec les aubes en cas de FBO. Toutefois, une telle augmentation du diamètre du carter 24 de soufflante implique une augmentation de la dimension de la nacelle, ce qui a un impact négatif sur la traînée du turboréacteur 1 , sur sa masse et sur sa consommation spécifique.
Il existe également des moteurs dépourvus de découpleur 9 dans lesquels la soufflante tourne librement lors d'une perte d'aube et n'est entraînée que par l'écoulement du flux d'air (phénomène d'autorotation, ou « windmilling » en anglais). Dans ce type de moteur, en cas de FBO, la tête 22a des aubes de la soufflante 2 vient en appui contre la partie en regard du carter de la soufflante 2 (en raison du balourd). La zone de contact est toutefois aménagée pour supporter les efforts de contact et les frottements (voir Figure 2b), dans la mesure où le moteur transmet davantage d'effort à la structure de l'avion. De la sorte, la soufflante peut tourner librement en mode dégradé jusqu'à l'atterrissage de l'aéronef. Afin de garantir la tenue des efforts de contact avec les aubes 22 de soufflante 2 par le carter 24 de soufflante en mode dégradé, la surface externe du carter 24 de soufflante est renforcée structurellement à l'aide de renforts 28 qui comprennent généralement une bride annulaire métallique rapportée et fixée sur sa face externe. Un tel renfort 28 augmente cependant de manière conséquente la masse du carter 24 de soufflante et donc du turboréacteur 1 , augmentant ainsi la consommation spécifique du turboréacteur 1 .
Par conséquent, aucune des solutions proposées ne permet d'obtenir un turboréacteur 1 de masse réduite dont la soufflante puisse tourner librement en mode dégradé en cas de rupture d'une aube 22 de soufflante (FBO). RESUME DE L'INVENTION
Un objectif de l'invention est de proposer un turboréacteur à double flux qui présente une masse réduite en comparaison avec les turboréacteurs à double flux conventionnels tout en étant capable de tourner en mode dégradé en cas de rupture d'une aube de soufflante.
Pour cela, l'invention propose un turboréacteur à double flux comprenant : - une soufflante logée dans un carter de soufflante, ladite soufflante comprenant un disque pourvu d'aubes de soufflante à sa périphérie, chaque aube de soufflante comportant une tête d'aube s'étendant à distance du disque,
- un espace d'écoulement primaire et un espace d'écoulement secondaire concentriques,
- une turbine, logée dans l'espace d'écoulement primaire et en communication fluidique avec la soufflante, et
- un mécanisme de réduction, couplant la turbine et la soufflante.
Le turboréacteur présente un taux de dilution supérieur ou égal à 10.
Par ailleurs, une distance entre la tête des aubes de soufflante et le carter de soufflante est inférieure ou égale à dix millimètres.
Ici, la distance entre la tête des aubes de soufflante et le carter de soufflante est mesurée à froid, lorsque le turboréacteur est à l'arrêt.
Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du turboréacteur décrit ci-dessus sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison :
- il présente un taux de dilution compris entre 12 et 18,
- la distance entre la tête des aubes de soufflante et le carter de soufflante est inférieure ou égale à six millimètres, de préférence égale comprise entre cinq et six millimètres,
- une épaisseur du carter de soufflante est inférieure ou égale à quinze millimètre, de préférence inférieure ou égale à douze millimètres, par exemple inférieure ou égale à dix millimètres,
- un diamètre externe de la soufflante est compris entre quatre-vingt pouces (203.2 centimètres) et cent pouces (254.0 centimètres), de préférence entre quatre-vingt pouces (203.2 centimètres) et quatre-vingt-dix pouces (228.6 centimètres). Optionnellement, le diamètre de la soufflante est compris entre quatre-vingt pouces (203.2 centimètres) et quatre-vingt-dix pouces (228.6 centimètres) et une épaisseur du carter de soufflante est comprise entre neuf millimètres et douze millimètres, par exemple égale à dix millimètres,
- une différence d'épaisseur du carter de soufflante, entre une extrémité amont et une extrémité aval dudit carter de soufflante, est inférieure ou égale à dix millimètres,
- le carter de soufflante est réalisé dans un matériau composite comprenant un renfort fibreux densifié par une matrice, ledit renfort fibreux comprenant des fibres choisies dans le groupe suivant : carbone, verre, aramide, carbure de silice et/ou céramique, et/ou ladite matrice comprenant un polymère choisi dans le groupe suivant : époxyde, bismaléimide et/ou polyimide,
- le carter de soufflante présente une épaisseur comprise entre huit et vingt millimètres, de préférence entre dix et dix-huit millimètres, par exemple entre douze millimètres et quinze millimètres,
- le mécanisme de réduction est épicycloïdal ou planétaire et présente un rapport de réduction compris entre 2.5 et 5, et/ou
- le turboréacteur comprend en outre un bec de séparation s'étendant en aval de la soufflante et configuré pour séparer l'espace d'écoulement primaire et l'espace d'écoulement secondaire, ledit turboréacteur étant dépourvu de découpleur entre la soufflante et ledit bec de séparation.
BREVE DESCRIPTION DES DESSINS
D'autres caractéristiques, buts et avantages de la présente invention apparaîtront mieux à la lecture de la description détaillée qui va suivre, et au regard des dessins annexés donnés à titre d'exemples non limitatifs et sur lesquels :
La figure 1 illustre le chargement (en Newton N) appliqué par le disque de la soufflante d'un turboréacteur conforme à l'art antérieur sur le palier avant de la soufflante 2 avant la rupture du découpleur en fonction du régime de l'arbre basse pression 6a (en tours par minute (tr/min)),
La figure 2a est une vue partielle schématique de l'avant d'un premier exemple de turboréacteur conforme à l'art antérieur, sur laquelle sont visibles notamment une soufflante, un découpleur et des parties structurales du turboréacteur,
La figure 2b est une vue partielle schématique de l'avant d'un deuxième exemple de turboréacteur conforme à l'art antérieur, le turboréacteur étant dépourvu de découpleur,
La figure 3 illustre le chargement (en Newton N) appliqué par le disque de la soufflante d'un turboréacteur conforme à un mode de réalisation de l'invention sur le palier avant de la soufflante en fonction du régime de l'arbre basse pression (en tours par minute (tr/min)),
La figure 4 est une vue partielle schématique de l'avant d'un exemple de réalisation d'un turboréacteur conforme à l'invention, sur laquelle sont visibles notamment une soufflante et des parties structurales du turboréacteur, et
La figure 5 est une vue en coupe partielle d'un exemple de réalisation d'un turboréacteur conforme à l'invention.
DESCRIPTION DETAILLEE D'UN MODE DE REALISATION
Dans ce qui suit, un turboréacteur 1 va à présent être décrit en référence aux figures 3 à 5 annexées.
Le turboréacteur 1 comprend, de manière conventionnelle, une soufflante 2 logée dans un carter 24 de soufflante, un espace annulaire d'écoulement primaire et un espace annulaire d'écoulement secondaire.
L'espace d'écoulement primaire traverse un corps primaire. Le corps primaire ayant été décrit plus haut, il ne sera pas davantage détaillé ici.
La soufflante 2 comprend un disque 20 de soufflante pourvu d'aubes 22 de soufflante à sa périphérie qui, lorsqu'elles sont mises en rotation, entraînent le flux d'air dans les espaces d'écoulement primaire et secondaire du turboréacteur 1 . Le disque 20 de soufflante est entraîné par l'arbre basse pression 6a, qui est centré sur l'axe X du turboréacteur 1 par une série de paliers et est entraîné en rotation par la turbine basse pression 6. Le carter 24 de soufflante est de forme globalement annulaire et présente une face interne, s'étendant en regard des aubes 22 de la soufflante 2, et une face externe, opposée à la face interne et s'étendant en regard de la nacelle. Un matériau abradable 25 peut être fixé sur la face interne du carter 24 de soufflante, en regard des aubes 22 de soufflante.
Afin d'améliorer le rendement propulsif du turboréacteur 1 , de réduire sa consommation spécifique ainsi que le bruit émis par la soufflante 2, le turboréacteur 1 présente un taux de dilution (« bypass ratio » en terminologie anglosaxonne, qui correspond au rapport entre le débit du flux secondaire (froid) et le débit du flux primaire (chaud, qui traverse le corps primaire) élevé. Par taux de dilution élevé, on comprendra ici un taux de dilution supérieur à 10, par exemple compris entre 12 et 18.
A cet effet, la soufflante 2 est découplée de la turbine basse pression 6, permettant ainsi d'optimiser indépendamment leur vitesse de rotation respective. Par exemple, le découplage peut être réalisé à l'aide d'un réducteur, tel qu'un mécanisme de réduction 10 épicycloïdal (« star gear réduction mecanism » en langue anglosaxonne) ou planétaire (« planetary gear réduction mecanism » en langue anglosaxonne), placé entre l'extrémité amont (par rapport au sens d'écoulement des gaz dans le turboréacteur 1 ) de l'arbre basse pression 6a et la soufflante 2. La soufflante 2 est alors entraînée par l'arbre basse pression 6a par l'intermédiaire du mécanisme de réduction 10 et d'un arbre supplémentaire, dit arbre de soufflante 2a, qui est fixé entre le mécanisme de réduction 10 et le disque 20 de la soufflante 2.
Ce découplage permet ainsi de réduire la vitesse de rotation et le rapport de pression de la soufflante 2 (« fan pressure ratio » en terminologie anglosaxonne) et d'augmenter la puissance extraite par la turbine basse pression 6.
Pour calculer le taux de dilution, le débit du flux secondaire et le débit du flux primaire sont mesurés lorsque le turboréacteur 1 est stationnaire dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l'Organisation de l'aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3e édition) et au niveau de la mer. Dans une forme de réalisation, le mécanisme de réduction 10 comprend un mécanisme de réduction 10 épicycloïdal.
Le rapport de réduction du mécanisme de réduction 10 est de préférence compris entre 2.5 et 5.
Le diamètre de la soufflante 2 peut être compris entre quatre-vingt pouces (203.2 centimètres) et cent pouces (254,0 centimètres), de préférence entre quatre-vingt pouces (203.2 centimètres) et quatre-vingt-dix pouces (228.6 centimètres). Par diamètre de la soufflante 2, on comprendra ici la distance radiale entre l'axe X de révolution du turboréacteur 1 et la tête 22a des aubes 22 de soufflante.
Les Demandeurs se sont aperçus que, grâce au mécanisme de réduction 10 qui permet de réduire la vitesse de rotation de la soufflante 2 (de l'ordre de 30% par rapport à la vitesse de rotation de la soufflante d'un turboréacteur équivalent dépourvu de mécanisme de réduction) et de raidir le disque 20 de la soufflante 2 (l'arbre 2a étant court et sur deux appuis 26), la distance H entre la tête 22a des aubes 22 de soufflante et le carter 24 de soufflante est nettement réduit lors d'une rupture d'aube 22 de soufflante (FBO). Par conséquent, il est possible de réduire la distance H entre la tête 22a des aubes 22 de soufflante et le carter 24 de soufflante de sorte que ladite distance H soit au plus égale à dix millimètres, voire inférieure à six millimètres, par exemple de l'ordre de cinq à six millimètres. On notera qu'une distance H de cinq à six millimètres entre la tête 22a des aubes 22 de soufflante et la face interne du carter 24 de soufflante correspond globalement à l'épaisseur conventionnelle du matériau abradable 25 qui est fixé sur le carter 24 de soufflante.
La distance H entre la tête 22a des aubes 22 de soufflante et le carter de soufflante 24 est mesurée à froid, lorsque le turboréacteur 1 est à l'arrêt. En fonctionnement, cette distance H peut diminuer d'environ 1 à 2 mm en raison de la rotation des aubes 22 de soufflante dans un carter 24 fixe et des dilatations différentes entre les différents matériaux constitutifs de la soufflante 2. Le cas échéant, la variation de cette distance H peut être maintenue faible en utilisant des matériaux identiques qui se dilatent peu pour les plus grandes pièces. Pour cela, le carter 24 et les aubes 22 peuvent par exemple être réalisées dans un matériau composite à matrice organique, le disque de soufflante peut être métallique (alliage d'acier ou de titane) et présenter un rayon extérieur faible et un volume faible.
Grâce à cette faible distance H, le diamètre externe du carter 24 de soufflante est donc plus faible que dans le cas où une distance importante est laissée afin d'éviter tout contact entre les aubes 22 de soufflante et le carter 24 de soufflante, ce qui permet également de limiter les dimensions de la nacelle dans laquelle est logé le carter 24 de soufflante, et donc la traînée du turboréacteur 1 .
Une distance H de l'ordre de cinq à six millimètres permet de garantir, pour un turboréacteur 1 à taux de dilution élevé, que les aubes 22 de soufflante ne viennent pas en contact avec le carter de soufflante 24 en cas de rupture d'aube 22 (FBO). Il n'est donc plus nécessaire pour le carter 24 de soufflante de jouer un rôle de rétention des aubes 22 en cas de rupture d'aube 22 de soufflante, ce qui permet de s'affranchir des renforts habituellement fixés sur la face externe du carter 24 de soufflante (en particulier les renforts 28, qui sont visibles sur la figure 2b de l'art antérieur). Ainsi, le carter 24 de soufflante peut par exemple présenter une épaisseur e inférieure ou égale à quinze millimètres dans la zone s'étendant en regard des aubes 22 de soufflante, de préférence inférieure ou égale à treize millimètres, typiquement inférieure à dix millimètres dans le cas d'un carter 24 de soufflante réalisé dans un matériau métallique. Par épaisseur e, on comprendra ici la dimension s'étendant entre une face inférieure du carter 24 de soufflante (sur laquelle peut être fixé un matériau abradable 25) et une face extérieure (qui s'étend en regard de la nacelle).
Par exemple, pour un diamètre de soufflante 2 compris entre quatre- vingt pouces (203.2 centimètres) et quatre-vingt-dix pouces (228.6 centimètres), l'épaisseur e du carter 24 de soufflante est de préférence comprise entre neuf millimètres et douze millimètres, typiquement égale à dix millimètres.
Pour un diamètre de soufflante 2 compris entre quatre-vingt-dix pouces (228.6 centimètres) et cent pouces (254,0 centimètres), l'épaisseur e du carter 24 de soufflante est de préférence comprise entre douze millimètres et quinze millimètres.
De plus, la différence d'épaisseur e entre la face externe et la face interne du carter 24 de soufflante, le long du carter 24 de soufflante (c'est-à- dire suivant l'axe X du turboréacteur 1 ), peut être au plus de dix millimètres. Ceci est notamment permis par l'absence des renforts 28 sur la face externe du carter 24 de soufflante.
Le carter 24 de soufflante n'étant plus susceptible tenir les efforts d'appui des aubes 22 de soufflante en cas de FBO, il devient également possible de réaliser le carter 24 de soufflante dans un matériau composite du type renfort fibreux renforcé par une matrice. Un tel matériau permet ainsi de réduire fortement la masse du carter 24 de soufflante, et donc la masse et la consommation spécifique du turboréacteur 1 . Le renfort fibreux comprend des fibres configurées pour former l'armature du matériau composite et reprendre l'essentiel des efforts mécaniques. Les fibres peuvent notamment être à base de carbone, de verre, d'aramide, de carbure de silicium et/ou de céramique. La matrice quant à elle a pour principal but de transmettre les efforts mécaniques au renfort, d'assurer la protection du renfort vis-à-vis des diverses conditions environnementales et de donner la forme voulue au produit réalisé. Par exemple, la matrice peut comprendre un polymère, notamment du type époxyde, bismaléimide ou polyimide. Dans ce cas, le carter 24 de soufflante peut par exemple présenter une épaisseur e inférieure ou égale à dix millimètres, lorsque la soufflante 2 présente un diamètre externe d'environ 210 centimètres.
Les Demandeurs ont en outre établi que, dans un turboréacteur 1 à taux de dilution élevé, le découpleur situé entre les paliers 28 et le bec de séparation 8 peut être supprimé sans nuire à la reprise des efforts résultant d'une rupture d'aube 22 de soufflante (FBO). En effet, grâce au mécanisme de réduction 10 qui permet de réduire la vitesse de rotation de la soufflante 2 en fonctionnement ainsi que la longueur de l'arbre 2a qui entraine directement la soufflante 2 en rotation, les modes M de déformation des paliers 26 qui supportent l'arbre 2a de la soufflante sont repoussés en dehors des plages de fonctionnement du turboréacteur 1 . On pourra notamment se référer à la figure 3, qui illustre le mode de déformation en flexion M de la soufflante 2 par rapport à la vitesse maximale absolue RL rencontrée par l'arbre de soufflante 2a durant tout le vol (« redline » en anglais). En particulier, le mode de déformation M en FBO étant au-delà de la redline RL, il est en dehors de la plage de fonctionnement du turboréacteur 1 . Le chargement du disque 20 aubagé de soufflante transmis par l'arbre de soufflante 2a aux paliers 26 de la soufflante 2 est par conséquent fortement réduit et rend ainsi optionnel la rupture de l'une des liaisons palier 26 de la soufflante 2.
Dans l'exemple illustré sur la figure 3, la redline RL de l'arbre de soufflante 2a est comprise entre 2000 tours par minutes et 4000 tours par minutes, typiquement autour de 3000 tours par minutes.
La suppression du découpleur participe ainsi à la réduction de la masse du turboréacteur 1 , et permet donc d'améliorer la consommation spécifique du turboréacteur 1 .

Claims

REVENDICATIONS
1 . Turboréacteur (1 ) à double flux comprenant :
- une soufflante (2) logée dans un carter (24) de soufflante, ladite soufflante (2) comprenant un disque (20) pourvu d'aubes (22) de soufflante à sa périphérie, chaque aube (22) de soufflante comportant une tête d'aube (22a) s'étendant à distance du disque (20),
- un espace d'écoulement primaire et un espace d'écoulement secondaire concentriques,
- une turbine (6), logée dans l'espace d'écoulement primaire et en communication fluidique avec la soufflante (2), et
- un mécanisme de réduction (10), couplant la turbine (6) et la soufflante (2),
le turboréacteur (1 ) présentant un taux de dilution supérieur ou égal à 10 et étant caractérisé en ce qu'une distance (H) entre la tête (22a) des aubes (22) de soufflante et le carter (24) de soufflante est inférieure ou égale à dix millimètres.
2. Turboréacteur (1 ) selon la revendication 1 , présentant un taux de dilution compris entre 12 et 18.
3. Turboréacteur (1 ) selon l'une des revendications 1 ou 2, dans lequel la distance (H) entre la tête (22a) des aubes (22) de soufflante et le carter (24) de soufflante est inférieure ou égale à six millimètres, de préférence égale comprise entre cinq et six millimètres.
4. Turboréacteur (1 ) selon l'une des revendications 1 à 3, dans lequel une épaisseur (e) du carter (24) de soufflante est inférieure ou égale à quinze millimètre, de préférence inférieure ou égale à douze millimètres, par exemple inférieure ou égale à dix millimètres.
5. Turboréacteur (1 ) selon l'une des revendications 1 à 4, dans lequel un diamètre externe de la soufflante (2) est compris entre quatre-vingt pouces (203.2 centimètres) et cent pouces (254.0 centimètres), de préférence entre quatre-vingt pouces (203.2 centimètres) et quatre-vingt-dix pouces (228.6 centimètres).
6. Turboréacteur (1 ) selon l'une des revendications 1 à 5, dans lequel une différence d'épaisseur (e) du carter (24) de soufflante, entre une extrémité amont et une extrémité aval dudit carter (24) de soufflante, est inférieure ou égale à dix millimètres.
7. Turboréacteur (1 ) selon l'une des revendications 1 à 6, dans lequel le carter (24) de soufflante est réalisé dans un matériau composite comprenant un renfort fibreux densifié par une matrice, ledit renfort fibreux comprenant des fibres choisies dans le groupe suivant : carbone, verre, aramide, carbure de silice et/ou céramique, et/ou ladite matrice comprenant un polymère choisi dans le groupe suivant : époxyde, bismaléimide et/ou polyimide.
8. Turboréacteur (1 ) selon la revendication 7, dans lequel le carter (24) de soufflante présente une épaisseur comprise entre huit et vingt millimètres, de préférence entre dix et dix-huit millimètres, par exemple entre douze millimètres et quinze millimètres.
9. Turboréacteur (1 ) selon l'une des revendications 1 à 8, dans lequel le mécanisme de réduction (10) est épicycloïdal ou planétaire et présente un rapport de réduction compris entre 2.5 et 5.
10. Turboréacteur (1 ) selon l'une des revendications 1 à 9, comprenant en outre un bec de séparation (8) s'étendant en aval de la soufflante (2) et configuré pour séparer l'espace d'écoulement primaire et l'espace d'écoulement secondaire, ledit turboréacteur (1 ) étant dépourvu de découpleur entre la soufflante (2) et ledit bec de séparation (8).
EP17714868.1A 2016-03-15 2017-03-15 Turboréacteur Pending EP3430241A1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1652162A FR3048999B1 (fr) 2016-03-15 2016-03-15 Turboreacteur a faible jeu entre la soufflante et le carter de soufflante
PCT/FR2017/050597 WO2017158295A1 (fr) 2016-03-15 2017-03-15 Turboréacteur

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP3430241A1 true EP3430241A1 (fr) 2019-01-23

Family

ID=55759879

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP17714868.1A Pending EP3430241A1 (fr) 2016-03-15 2017-03-15 Turboréacteur

Country Status (5)

Country Link
US (1) US11313325B2 (fr)
EP (1) EP3430241A1 (fr)
CN (1) CN108779683B (fr)
FR (1) FR3048999B1 (fr)
WO (1) WO2017158295A1 (fr)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB201820941D0 (en) 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Low noise gas turbine engine
GB201820930D0 (en) * 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Turbine engine
GB201820940D0 (en) 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Low noise gas turbine engine
US10815895B2 (en) 2018-12-21 2020-10-27 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine with differing effective perceived noise levels at differing reference points and methods for operating gas turbine engine
GB201820936D0 (en) 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Low noise gas turbine engine
GB201820934D0 (en) * 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Low fan noise geared gas turbine engine
GB201820945D0 (en) 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Low noise gas turbine engine
US20200347736A1 (en) * 2019-05-03 2020-11-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine with fan case having integrated stator vanes
CN112412878B (zh) * 2020-09-30 2022-04-12 航天材料及工艺研究所 一种捕获型抗弹道冲击复合材料风扇机匣及其制造方法
US12410729B2 (en) * 2022-10-07 2025-09-09 Rtx Corporation Pre-ceramic thermal barrier for gas turbine engine components
US12049833B1 (en) * 2023-05-26 2024-07-30 General Electric Company Rotor disks with disk post inserts and methods of assembling the same

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0774050B1 (fr) * 1994-06-14 1999-03-10 United Technologies Corporation Structure de stator a rainures circonferentielles interrompues
EP1149229B1 (fr) * 1999-02-04 2004-12-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Carter de soufflante a paroi rigide pourvu d'un amortisseur profile
US20100077721A1 (en) * 2008-09-26 2010-04-01 Marshall Andrew R Composite fan case with integral containment zone
US20150345326A1 (en) * 2014-06-03 2015-12-03 United Technologies Corporation Flowpath cartridge liner and gas turbine engine including same

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7972109B2 (en) * 2006-12-28 2011-07-05 General Electric Company Methods and apparatus for fabricating a fan assembly for use with turbine engines
FR2968364B1 (fr) * 2010-12-01 2012-12-28 Snecma Element de soufflante de turboreacteur a double flux
GB2492107B (en) * 2011-06-22 2013-09-04 Rolls Royce Plc Mounting assembly
US20130202424A1 (en) * 2012-02-06 2013-08-08 Darin S. Lussier Conformal liner for gas turbine engine fan section
US9255489B2 (en) 2012-02-06 2016-02-09 United Technologies Corporation Clearance control for gas turbine engine section
FR2986582B1 (fr) * 2012-02-06 2014-03-14 Snecma Carter de soufflante pour moteur a turbine a gaz munie d'une bride pour la fixation d'equipements
US8529197B1 (en) * 2012-03-28 2013-09-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine fan drive gear system damper
EP2971600B1 (fr) * 2013-03-13 2019-07-03 United Technologies Corporation Architecture à engrenage pour protéger un matériel essentiel lors d'une sortie de pale de soufflante
EP3933181A1 (fr) * 2013-08-20 2022-01-05 Raytheon Technologies Corporation Moteur à turbine à gaz à engrenages de poussée élevée
US20160160875A1 (en) 2013-08-26 2016-06-09 United Technologies Corporation Gas turbine engine with fan clearance control
GB2524229B (en) * 2014-02-14 2016-02-24 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
US10202185B2 (en) * 2014-06-10 2019-02-12 United Technologies Corporation Geared turbofan with improved spinner
CN104500269B (zh) * 2014-12-11 2016-04-20 南京航空航天大学 带内环空气涡轮的自驱动风扇大涵道比涡扇发动机

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0774050B1 (fr) * 1994-06-14 1999-03-10 United Technologies Corporation Structure de stator a rainures circonferentielles interrompues
EP1149229B1 (fr) * 1999-02-04 2004-12-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Carter de soufflante a paroi rigide pourvu d'un amortisseur profile
US20100077721A1 (en) * 2008-09-26 2010-04-01 Marshall Andrew R Composite fan case with integral containment zone
US20150345326A1 (en) * 2014-06-03 2015-12-03 United Technologies Corporation Flowpath cartridge liner and gas turbine engine including same

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
MOORE ROYCE D. ET AL: "EFFECTS OF TIP CLEARANCE ON OVERALL PERFORMANCE OF TRANSONIC FAN STAGE WITH AND WITHOUT CASING TREATMENT", NASA TECHNICAL MEMORANDUM TM X-3479, 28 February 1977 (1977-02-28), pages 1 - 27, XP093317699 *
PODBOY GARY G.: "Effect of Tip Clearance on Fan Noise and Aerodynamic Performance", 23 May 2005 (2005-05-23), pages 1 - 38, XP093317693, Retrieved from the Internet <URL:https://arc.aiaa.org/doi/10.2514/6.2005-2875> [retrieved on 20250908] *
See also references of WO2017158295A1 *

Also Published As

Publication number Publication date
US20190085790A1 (en) 2019-03-21
FR3048999B1 (fr) 2018-03-02
CN108779683B (zh) 2022-02-11
CN108779683A (zh) 2018-11-09
FR3048999A1 (fr) 2017-09-22
WO2017158295A1 (fr) 2017-09-21
US11313325B2 (en) 2022-04-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2017158295A1 (fr) Turboréacteur
WO2017158294A1 (fr) Turboréacteur comprenant un arbre basse pression supercritique
EP2009237B1 (fr) Dispositif amortisseur pour arbre de turbomachine
EP2715146A1 (fr) Rouet de compresseur centrifuge
WO2020058652A1 (fr) Turboréacteur comprenant un dispositif d&#39;apport de puissance
EP4062034B1 (fr) Aube de soufflante rotative de turbomachine, soufflante et turbomachine munies de celle-ci
WO2016151236A1 (fr) Turbomachine d&#39;aeronef a reducteur planetaire ou epicycloïdal
FR3026774A1 (fr) Turbomachine comportant un dispositif de freinage du rotor de soufflante.
EP4314495B1 (fr) Cone d&#39;entree pour une turbomachine d&#39;aeronef, turbomachine d&#39;aéronef et procédé d&#39;utlisation d&#39;une turbomachine
WO2014001682A1 (fr) Moteur à turbine à gaz comprenant une pièce composite et une pièce métallique reliées par un dispositif de fixation souple
EP4441337A1 (fr) Aube pour une hélice non carénée d&#39;une turbomachine
WO2023094783A1 (fr) Aube pour une soufflante carénée d&#39;une turbomachine
FR3068735B1 (fr) Turboreacteur a faible bruit de soufflante
EP4665959A1 (fr) Optimisation du comportement de la soufflante dans un système propulsif aéronautique
FR3144842A1 (fr) Système propulsif aéronautique optimisé en masse et présentant une soufflante dont la tenue mécanique est améliorée
EP4638934A1 (fr) Système propulsif aéronautique à rendement propulsif amélioré
FR3144841A1 (fr) Système propulsif aéronautique optimisé en masse et présentant une soufflante dont la tenue mécanique est améliorée
FR3145776A1 (fr) Optimisation du comportement de la soufflante dans un système propulsif aéronautique
WO2025040865A1 (fr) Aube a calage variable d&#39;un aubage statique d&#39;une turbomachine
FR3144200A1 (fr) Maîtrise du comportement dynamique d’un système propulsif aéronautique
FR3146325A1 (fr) Système propulsif aéronautique optimisé en masse et présentant une soufflante dont la tenue mécanique est améliorée
FR3146326A1 (fr) Système propulsif aéronautique optimisé en masse et présentant une soufflante dont la tenue mécanique est améliorée
WO2024156971A1 (fr) Système propulsif aéronautique comprenant une section de soufflante optimisée
FR3141728A1 (fr) Système propulsif aéronautique à rendement propulsif amélioré
WO2025109284A1 (fr) Système propulsif aéronautique à rendement propulsif amélioré

Legal Events

Date Code Title Description
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: UNKNOWN

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE INTERNATIONAL PUBLICATION HAS BEEN MADE

PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: REQUEST FOR EXAMINATION WAS MADE

17P Request for examination filed

Effective date: 20181015

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: BA ME

DAV Request for validation of the european patent (deleted)
DAX Request for extension of the european patent (deleted)
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: EXAMINATION IS IN PROGRESS

17Q First examination report despatched

Effective date: 20200319