EP4073369A1 - Aero-propulsion system with improved propulsion efficiency - Google Patents

Aero-propulsion system with improved propulsion efficiency

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EP4073369A1
EP4073369A1 EP20845180.7A EP20845180A EP4073369A1 EP 4073369 A1 EP4073369 A1 EP 4073369A1 EP 20845180 A EP20845180 A EP 20845180A EP 4073369 A1 EP4073369 A1 EP 4073369A1
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EP
European Patent Office
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propulsion system
fan
reduction
rotation
reduction mechanism
Prior art date
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Pending
Application number
EP20845180.7A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Maeva Daphné GROS-BOROT
Gilles Alain Marie Charier
Matthieu Bruno François FOGLIA
Caroline Marie Frantz
Adrien Louis Simon
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
Safran Transmission Systems SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Safran Transmission Systems SAS
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Filing date
Publication date
Priority claimed from FR1914192A external-priority patent/FR3104644B1/en
Priority claimed from FR1914193A external-priority patent/FR3104642B1/en
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • TITLE Aeronautical propulsion system with improved propulsive efficiency
  • the present invention relates to the field of aeronautical propulsion systems, and more specifically to dual-flow propulsion systems exhibiting a high dilution rate, or even very high, and a high propulsion efficiency.
  • a bypass propulsion system generally includes, upstream to downstream in the direction of gas flow, a blower, a primary flow annulus and a secondary flow annulus.
  • the mass of air sucked in by the blower is therefore divided into a primary flow, which circulates in the primary flow space, and into a secondary flow, which is concentric with the primary flow and circulates in the flow space secondary.
  • the blower (or propeller) can be shrouded and housed in a fan casing or in a non-shrouded variant of the USF type (acronym for Unducted Single Fan).
  • the fan blades may be fixed or have variable timing, the timing being adjusted as a function of the phases of flight by a pitch change mechanism.
  • the primary flow space passes through a primary body comprising one or more stages of compressors, for example a low pressure compressor and a high pressure compressor, a combustion chamber, one or more stages of turbines, for example a high pressure turbine and a low pressure turbine, and a gas exhaust nozzle.
  • the high pressure turbine drives the high pressure compressor in rotation by means of a first shaft, called the high pressure shaft
  • the low pressure turbine drives the low pressure compressor and the fan in rotation through the intermediary of a high pressure turbine.
  • a second shaft called a low pressure shaft.
  • the low pressure shaft is usually housed in the high pressure shaft.
  • propulsion systems In order to improve the propulsion efficiency of the propulsion system and to reduce its specific consumption as well as the noise emitted by the blower, propulsion systems have been proposed having a bypass ratio, that is to say say the ratio between the secondary flow rate and the primary flow rate, high.
  • a bypass ratio that is to say say the ratio between the secondary flow rate and the primary flow rate, high.
  • a dilution rate greater than 10 we will understand here a dilution rate greater than 10, for example between 10 and 80.
  • the fan is decoupled from the low pressure turbine, thus making it possible to independently optimize their dilution rate. respective rotational speed.
  • the decoupling is carried out using a reduction gear such as an epicyclic or planetary reduction mechanism, placed between the upstream end of the low pressure shaft. and the blower.
  • the fan is then driven by the low pressure shaft via the reduction mechanism and an additional shaft, called the fan shaft, which is fixed between the reduction mechanism and the fan disc.
  • the overall efficiency of aeronautical propulsion systems is conditioned first and foremost by the propulsion efficiency, which is favorably influenced by a minimization of the variation in kinetic energy of the air passing through the propulsion system.
  • the propulsion efficiency is constituted by the secondary flow of the propulsion system, the kinetic energy of the secondary flow being mainly affected by the compression it undergoes during the crossing the blower.
  • the propulsive efficiency and the pressure ratio of the blower are therefore linked: the lower the pressure ratio of the blower, the better the propulsive efficiency.
  • blower pressure ratio also influences various technological characteristics of the propulsion system, including the diameter of the fan (and by extension the external dimensions of the propulsion system and its nacelle. , mass and drag), the fan speed and the reduction ratio of the reduction mechanism.
  • the thrust being a first order function of the mass flow of air treated by the propulsion system (mainly constituted by the secondary flow) and of the variation in energy imparted by the fan
  • the reduction in the compression ratio of the fan involves increasing the air flow of the secondary flow in order to maintain the ability of the propulsion system to provide a given required level of thrust.
  • This increase in secondary flow induces an increase in the external diameter and, by extension, the mass of the low pressure modules and the external drag of the nacelle, both negative effects on the overall energy efficiency of the propulsion system. It is therefore necessary to find a compromise between the improvement of the propulsion efficiency and the minimization of the mass and drag penalties induced by the increase in the dimensions of the secondary flow space in order to optimize the overall energy efficiency of the propulsion system. .
  • the reduction in the pressure ratio of the fan implies a reduction in the deflection expected on the average blade profile of the fan. This deviation results from the combination of the upstream feed speed of the fan and the drive speed linked to its setting in rotation, the assembly being connected via a triangulation relationship resulting from the composition of the speeds for the passage of the fan. absolute reference to the relative reference of the blading.
  • the upstream speed being linked to the flight conditions and to the design of the air inlet of the propulsion system, the reduction in the pressure ratio of the fan is thus accompanied by a reduction in the rotation speed of the fan, resulting from the combination of a high fan radius and the need to maintain the local incidence on the fan blades in a range generally between +5 and + 15 °.
  • Engines 1 and 2 are uniaxial architectures (fan concentric with the gas generator), which are considered today to be more efficient for the gas generator than the offset architectures (of the turboprop type) because they allow a homogeneous azimuth gas generator to be supplied with air, for example in the form of a concentric ring.
  • the air inlet is generally non-axisymmetric and consists of one or more lobes followed by a deflection pipe.
  • An object of the invention is to provide an aeronautical propulsion system, such as a double-flow turbomachine the fan of which is ducted, with or without variable pitch of the fan blades, or an un ducted propulsion system of the USF type, exhibiting a high dilution rate and improved propellant efficiency.
  • an aeronautical propulsion system such as a double-flow turbomachine the fan of which is ducted, with or without variable pitch of the fan blades, or an un ducted propulsion system of the USF type, exhibiting a high dilution rate and improved propellant efficiency.
  • the invention provides an aeronautical propulsion system comprising:
  • a reduction mechanism coupling the drive shaft and the fan shaft, said reduction mechanism comprising a first reduction stage driven in rotation by the drive shaft and a second reduction stage rotating the tree blower and having a predetermined reduction ratio and
  • an inlet channel which extends between the fan and the low pressure compressor, said inlet channel having an inlet adjacent to the fan and an outlet opposite to the inlet and adjacent to the low pressure compressor, the inlet having a predetermined mean radius.
  • a ratio between an average radius of the inlet channel and the average radius of the low pressure compressor on the one hand, and the reduction ratio of the reduction mechanism on the other hand is strictly less than 0.35, preferably strictly less than 0.30, more preferably strictly less than 0.20.
  • the reduction mechanism has a maximum external radius and the average radius of the inlet channel is at most equal to the sum of the maximum external radius and 300 mm.
  • the reduction mechanism has a maximum external radius and the average radius of the inlet channel is at least the sum of the maximum external radius and 100 mm.
  • the low-pressure compressor comprises at least one wheel of mobile blades driven in rotation by the drive shaft and located at the outlet of the inlet channel, each blade of the wheel having a leading edge, a foot and a top and the average radius of the low pressure compressor corresponding to the average of the radii of the blades between the root and the top of the blades along their leading edge.
  • the reduction mechanism comprises at least one crown comprising first engagement means and a plurality of satellites comprising second engagement means, the maximum external radius of the reduction mechanism corresponding to the largest radius between a radius of the crown measured in a plane radial to the axis of rotation, between the axis of rotation and a vertex of the first meshing means and a radius of the satellites measured in the radial plane between the axis of rotation and a vertex of the second means d 'meshing.
  • the reduction ratio is greater than or equal to 4.5.
  • the propulsion system is not streamlined and the reduction ratio is greater than or equal to 6.
  • the reduction mechanism is epicyclic or planetary.
  • the first stage and the second reduction stage of the reduction mechanism each comprising helical or straight teeth.
  • the teeth of the first reduction stage are helical and form an angle of between 10 ° and 30 ° with the axis of rotation, preferably between 15 ° and 25 °.
  • the teeth of the second reduction stage are helical and form an angle of between 10 and 30 ° with the axis of rotation.
  • the teeth of the first stage and of the second reduction stage are helical, the propulsion system further comprising an internal stop interposed between a sun gear of the reduction mechanism and the fan shaft.
  • the propulsion system further comprising a thrust bearing at the level of the fan, said thrust bearing being interposed between the fan shaft and a stator part of the propulsion system .
  • the propulsion system has a dilution rate of between 10 and 80.
  • the fan has a compression ratio of between 1.04 and 1.29 when the fan is faired and between 1.01 and 1.025 when the fan is not faired.
  • the fan comprises a plurality of fan blades each having a top, a peripheral speed of the fan blades at the level of their top in take-off mode being between 260 m / s and 330 m / s when the fan is faired and is less than 225 m / s when the blower is unsheathed.
  • the invention provides an aeronautical propulsion system comprising:
  • a reduction mechanism coupling the drive shaft and the fan shaft, said reduction mechanism having a first reduction stage driven in rotation by the drive shaft and a second reduction stage rotating the fan shaft, the first stage and the second reduction stage of the reduction mechanism each comprising helical teeth, said helical teeth and forming an angle between 10 ° and 30 ° with the axis of rotation, preferably between 15 ° and 25 °.
  • the propulsion system further comprises a low pressure compressor driven in rotation by the drive shaft, said low pressure compressor having a predetermined mean radius, and an inlet channel which extends between the fan and the low pressure compressor , said inlet channel having an inlet adjacent to the fan and an outlet opposite the inlet and adjacent to the low pressure compressor, the inlet having a predetermined mean radius.
  • a ratio between an average radius of the inlet channel and the average radius of the low pressure compressor on the one hand, and the reduction ratio of the reduction mechanism on the other hand is strictly less than 0.35, preferably strictly less than 0.30, preferably strictly less than 0.20.
  • the reduction mechanism has a maximum external radius and the average radius of the channel entry is at most equal to the sum of the maximum external radius and 300 mm.
  • the reduction mechanism has a maximum external radius and the average radius of the inlet channel is at least the sum of the maximum external radius and 100 mm.
  • the low-pressure compressor comprises at least one wheel of mobile blades driven in rotation by the drive shaft and located at the outlet of the inlet channel, each blade of the wheel having a leading edge, a foot and a top and the average radius of the low pressure compressor corresponding to the average of the radii of the blades between the root and the top of the blades along their leading edge.
  • the reduction mechanism comprises at least one crown comprising first engagement means and a plurality of satellites comprising second engagement means, the maximum external radius of the reduction mechanism corresponding to the largest radius between a radius of the crown measured in a plane radial to the axis of rotation, between the axis of rotation and a vertex of the first meshing means and a radius of the satellites measured in the radial plane between the axis of rotation and a vertex of the second means d 'meshing.
  • the reduction ratio is greater than or equal to 4.5.
  • the propulsion system is not streamlined and the reduction ratio is greater than or equal to 6.
  • the reduction mechanism comprises two reduction stages.
  • the reduction mechanism comprises a first reduction stage driven in rotation by the drive shaft and a second reduction stage driving the fan shaft in rotation, the first stage and the second reduction stage of the reduction mechanism comprising each of the helical or straight teeth.
  • the teeth of the first and second reduction stages are helical, the propulsion system further comprising an internal stop interposed between a sun gear of the reduction mechanism and the fan shaft.
  • the propulsion system further comprising a thrust bearing at the level of the fan, said thrust bearing being interposed between the fan shaft and a stator part of the propulsion system .
  • the propulsion system has a dilution rate of between 10 and 80.
  • the fan has a compression ratio of between 1.04 and 1.29 when the fan is faired and between 1.01 and 1.025 when the fan is not faired.
  • the fan comprises a plurality of fan blades each having a top, a peripheral speed of the fan blades at the level of their top in take-off mode being between 260 m / s and 330 m / s when the fan is faired and is less than 225 m / s when the blower is unsheathed.
  • an aeronautical propulsion system comprising:
  • the propulsion system comprising two reduction stages and comprising:
  • sun gear centered on the axis of rotation and configured to be driven in rotation by the drive shaft
  • each satellite comprising a first portion meshed with the sun gear to form the first reduction stage and a second portion meshed with the ring gear to form the second reduction stage, a diameter of the first portion being different from a diameter of the second portion.
  • the planet wheels are mounted on a planet carrier which is movable in rotation about the axis of rotation and integral with the fan shaft.
  • the low pressure body includes a low pressure turbine driving the rotation shaft and a low pressure compressor.
  • the low pressure body comprises a low pressure compressor driven in rotation by the drive shaft, said low pressure compressor having a predetermined mean radius
  • the propulsion system further comprises an inlet channel which extends between the fan and the low pressure compressor, said inlet channel having an inlet adjacent to the fan and an outlet opposite the inlet and adjacent to the low pressure compressor, the inlet having a predetermined mean radius.
  • a ratio between an average radius of the inlet channel and the average radius of the low pressure compressor on the one hand, and the reduction ratio of the reduction mechanism on the other hand is strictly less than 0.35, preferably strictly less than 0.30, preferably strictly less than 0.20.
  • the reduction mechanism has a maximum external radius and the average radius of the inlet channel is at most equal to the sum of the maximum external radius and 300 mm.
  • the reduction mechanism has a maximum external radius and the average radius of the inlet channel is at least the sum of the maximum external radius and 100 mm.
  • the low pressure body comprises a low pressure compressor driven in rotation by the drive shaft, said low pressure compressor comprising at least one wheel movable blades rotated by the drive shaft and located at the outlet of the inlet channel, each blade of the wheel having a leading edge, a root and a top and the average radius of the compressor low pressure corresponding to the average of the radii of the blades between the root and the top of the blades along their leading edge.
  • the crown comprises first meshing means and the satellites comprise second meshing means, the maximum external radius of the reduction mechanism corresponding to the largest radius between a radius of the crown measured in a plane radial to the axis of rotation, between the axis of rotation and a top of the first engagement means and a radius of the satellites measured in the radial plane between the axis of rotation and a top of the second engagement means.
  • the reduction ratio is greater than or equal to 4.5.
  • the propulsion system is not streamlined and the reduction ratio is greater than or equal to 6.
  • the reduction mechanism comprises two reduction stages.
  • the first reduction stage and the second reduction stage of the reduction mechanism each comprise helical or straight teeth.
  • the teeth of the first reduction stage are helical and form an angle of between 10 ° and 30 ° with the axis of rotation, preferably between 15 ° and 25 °.
  • the teeth of the second reduction stage are helical and form an angle of between 10 and 30 ° with the axis of rotation.
  • the teeth of the first and second reduction stages are helical, the propulsion system further comprising an internal stop interposed between a sun gear of the reduction mechanism and the fan shaft.
  • the propulsion system further comprising a thrust bearing at the level of the fan, said thrust bearing being interposed between the fan shaft and a stator part of the propulsion system .
  • the propulsion system has a dilution rate of between 10 and 80.
  • the fan has a compression ratio of between 1.04 and 1.29 when the fan is faired and between 1.01 and 1.025 when the fan is not faired.
  • the fan comprises a plurality of fan blades each having a top, a peripheral speed of the fan blades at the level of their top in take-off mode being between 260 m / s and 330 m / s when the fan is faired and is less than 225 m / s when the blower is unsheathed.
  • the invention proposes an aircraft comprising an aeronautical propulsion system in accordance with the first, the second and / or the third aspect.
  • the aeronautical propulsion system can comprise a bypass turbomachine, the fan of which is faired, with or without variable timing of the fan blades, or a non-ducted propulsion system of the USF type.
  • FIG. 1 schematically illustrates an example of an aeronautical propulsion system comprising a shrouded fan with variable timing according to one embodiment of the invention.
  • FIG. 2 schematically illustrates an example of an aeronautical propulsion system comprising a non-ducted USF type fan in accordance with one embodiment of the invention.
  • Figure 3 is a detailed, partial and schematic sectional view of an example of a reduction mechanism that can be used in an aircraft propulsion system according to the invention.
  • FIGS. 4a) and 4b) are schematic views respectively illustrating a two-stage epicyclic reduction mechanism and a single-stage epicyclic reduction mechanism, for the same reduction ratio.
  • Figure 5 is a side view of the exemplary embodiment of the reduction mechanism of Figure 3.
  • Figure 6 is a detailed, partial and schematic sectional view of an example of a planetary reduction mechanism that can be used in an aircraft propulsion system according to the invention.
  • the inlet channel of a propulsion system of the prior art has also been shown in dotted lines in this figure.
  • Figure 7 is a schematic view showing on one side (left) a two-stage planetary reduction mechanism and on the other side (right) a single-stage epicyclic reduction mechanism, for the same reduction ratio.
  • the propulsion system 1 comprises, in a conventional manner, a fan 2 and a primary body.
  • the primary body comprises, in the direction of gas flow in the propulsion system 1, an inlet channel 3 extending immediately downstream of the fan 2, a low pressure compressor 4, low pressure compressor, a high pressure compressor 5, a combustion chamber 6, a high pressure turbine 7, a low turbine pressure 9 and a gas exhaust nozzle.
  • the high pressure turbine 7 drives the high pressure compressor 5 in rotation by means of a high pressure shaft 8 while the low pressure turbine 9 drives the low pressure compressor 4 and the fan 2 in rotation through a drive shaft 10, for example low pressure shaft 10.
  • the blower 2 comprises a blower disc 2 with fan vanes 11 at its periphery which, when rotated, cause the air flow to the primary and secondary flow spaces of the propulsion system 1.
  • the low pressure compressor 4 comprises at least one compression stage comprising a wheel 14 of movable blades (rotor) driven by the low pressure shaft 10 and rotating in front of a series of fixed blades (stators, or rectifiers) distributed circumferentially around it. the X axis.
  • the low pressure compressor 4 can include at least two compression stages.
  • Each vane 15 has a leading edge 16, a trailing edge, a root 17 and a vertex 18.
  • leading edge 16 we will here understand the edge of the vane 15 configured to extend opposite the vane. 'flow of gases entering the low pressure compressor 4. It corresponds to the anterior part of an aerodynamic profile which faces the air flow and which divides the air flow into an intrados flow and an air flow. extrados.
  • the trailing edge corresponds to the rear part of the aerodynamic profile, where the lower surface and upper surface flows meet.
  • the inlet channel 3 extends immediately downstream of the fan 2. It has an inlet 18, adjacent to the root of the fan blades 11, in line with the separation nozzle 19 of the primary flow space and of the secondary flow space and an outlet 20 adjacent to the low pressure compressor 4.
  • the inlet channel 3 has the general shape of a gooseneck, so that the inlet 18 is radially further away from the inlet. axis of rotation X as the output 20.
  • the input channel 3 comprises, in a manner known per se, an input steering wheel (or IGV, acronym for Inlet Guide Vane) comprising a row of fixed vanes 21 distributed circumferentially around the axis X. These fixed blades 21 each have a leading edge 22 which is flush with the level of the inlet, a foot 23 and a top 24.
  • the invention applies to any type of aeronautical bypass propulsion system 1, whether the fan 2 is ducted or not ducted, with fixed or variable pitch vanes.
  • the propulsion system 1 has a high dilution rate.
  • high dilution rate we will understand here a dilution rate greater than or equal to 10, for example between 10 and 80.
  • the fan 2 is decoupled from the low pressure turbine 9 to independently optimize their respective speed of rotation at using a reduction mechanism 12 placed between the upstream end (with respect to the direction of gas flow in the propulsion system 1) of the low pressure shaft 10 and the blower 2.
  • the blower 2 is then driven by the low pressure shaft 10 by the intermediate of the reduction mechanism 12 and of a fan shaft 13, which is fixed between the reduction mechanism 12 and the disc of the fan 2.
  • the fan shaft 13 is movable in rotation about an axis of rotation X coaxial with the axis of rotation X of the low pressure shaft 10.
  • the propulsion system 1 further comprises a pitch change mechanism 43 positioned between the fan disc and the fan blades 11 and configured to change the pitch angle of the fan blades 11.
  • the secondary flow rate and the primary flow rate are measured when the propulsion system 1 is stationary in take-off regime in a standard atmosphere (as defined by the Aviation Organization manual International Civilian (ICAO), Doc 7488/3, 3rd Edition) and at sea level.
  • IAO International Civilian
  • a ratio R between an average radius R3 of the inlet channel 3 and an average radius R2 of the low pressure compressor 4 on the one hand, and the reduction ratio GR of the mechanism reduction 12 is strictly less than 0.35.
  • Such a ratio R is particularly relevant for a maximum power at take-off input to the reduction mechanism greater than 6 MW.
  • entry radius R3 of the entry channel 3 we understand here the sum of the maximum external radius R1 of the reduction mechanism 12 and the minimum spacing between the reduction mechanism 12 and the internal ferrule of the entry channel 3 for the integration of constituent elements of the propulsion system 1, such as oil recovery, flanges, flexibilities, etc.
  • This spacing is at least equal, in a plane radial to the X axis, to 100 mm and at most equal to 300 mm, preferably less than 275 mm, typically of the order of 250 mm.
  • the ratio R is strictly less than 0.30, preferably strictly less than
  • the mean radius R2 of the low pressure compressor 4 will be understood here as the mean of the radii (measured in the radial plane) of the leading edge 16 between the root 17 and the head 18 of the mobile vanes 15 of the low pressure compressor 4.
  • the mean radius R2 of the low-pressure compressor 4 is measured at the level of the movable wheel 14 located most upstream, with respect to the direction of flow of the gases, that is to say - say the movable wheel 14 which extends at the level of the outlet 20 of the inlet channel 2.
  • the average radius of the inlet channel 3 corresponds to the average of the radii (measured in the radial plane) of the leading edge 22 between the root 23 and the top 24 of the fixed blades 21 of the inlet channel 3.
  • the propulsion system 1 therefore has, for a high or even very high reduction ratio, a reduction mechanism 12 of smaller bulk.
  • a high reduction ratio GR makes it possible to reduce the speed of rotation and the compression ratio of the fan 2 and to optimize the dimensioning of the low pressure turbine 9. The propulsion efficiency of the propulsion system 1 is therefore improved.
  • the reduction ratio (GR) is at least equal to 4.5.
  • the reduction ratio is greater than or equal to 4.5, for example between 4.5 and 6.
  • the reduction ratio GR greater than or equal to 6 and less than or equal to 14, preferably less than or equal to 12 , for example between 7 and 10.
  • a propulsion system 1 having such a GR ratio then comprises an inlet channel 3 whose slope is smoother than conventional engines. This results in a marked improvement in the supply of the low pressure compressor 4 by reducing the aerodynamic losses in the inlet channel 3, which further improves the propulsion efficiency of the propulsion system 1.
  • the reduction mechanism 12 comprises at least one ring 25 comprising first engagement means 26 and at least one reduction stage 27 comprising a set of satellites 28 which each comprise second engagement means 29, 29 '.
  • These first and second meshing means 26, 29, 29 ' comprise, in a manner known per se, straight or helical teeth having a vertex separated two by two. through a throat.
  • the maximum external radius R1 of the reduction mechanism 12 then corresponds to the largest radius between:
  • the maximum radius R1 of the reduction mechanism 12 corresponds to the radius of the satellites 28.
  • the maximum radius R1 of the reduction mechanism 12 corresponds to the radius of the satellites 28.
  • the diameter D of the fan 2 can be between 105 inches (266.7 cm) and 135 inches (342.9 cm).
  • the diameter D of the blower 2 can be between 150 inches (381 cm) and 180 inches (457.2 cm), for example of the order of 167 inches (424.18 cm).
  • diameter D of fan 2 here we understand twice the distance, in a plane radial to the axis of rotation X, measured between the axis of rotation X and the top 30 of the fan blades 11 at the intersection between the leading edge 31 and the top of the fan blade 11.
  • the compression ratio of the shrouded fan 2 can be between 1.04 and 1.29 while the pressure ratio of the non-shrouded fan 2 can be between 1.01 and 1.025.
  • the fan 2 compression ratio is measured here under the same conditions as the dilution ratio, i.e. when the propulsion system 1 is stationary in take-off speed 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.
  • IAO International Civil Aviation Organization
  • the dilution rate of the propulsion system 1 can then be between 10 and 31 in the case of a ducted fan 2 and between 40 and 80 in the case of a non-ducted fan 2.
  • the peripheral speed at the head of the fan blades 11 (that is to say measured at their top 30) in take-off speed as defined above is between 260 m / s and 330 m / s when the blower 2 is ducted and is less than 225 m / s when the blower 2 is not ducted.
  • the reduction mechanism 12 is two-stage and epicyclic. Where appropriate, the reduction mechanism 12 comprises exactly two reduction stages 27, 32. More specifically, the reduction mechanism 12 comprises:
  • the sun gear 33 centered on the axis of rotation X and configured to be connected at the input to the low pressure shaft 10.
  • the sun gear 33 comprises a spline 34 on its internal radial surface configured to cooperate with a corresponding spline formed on the upstream end 35 of the low pressure shaft 10.
  • the crown 25 coaxial with the sun gear 33.
  • the crown 25 is fixed relative to the casing of the propulsion system 1.
  • the crown 25 can be mounted on the internal ferrule of the inlet channel 3 by means of a crown holder flange 36.
  • the satellites 28 are mounted on a planet carrier 44 which is movable in rotation about the axis of rotation X.
  • the planet carrier 44 is integral with the fan shaft 13.
  • the reduction mechanism 12 is two-stage and planetary. Where appropriate, the reduction mechanism 12 comprises exactly two reduction stages 27, 32.
  • the two-stage and planetary reduction mechanism 12 comprises:
  • sun gear 33 centered on the axis of rotation X and configured to be driven in rotation by the low pressure shaft 10, which acts as a drive shaft,
  • each satellite 28 comprising a first portion 38 meshed with the sun gear 33 and a second portion 39 meshed with the crown 25 .
  • the reduction mechanism being planetary
  • the planet carrier 44 is fixed relative to a stator part of the propulsion system 1 and the ring 25 is configured to drive the fan shaft 13 in rotation around the axis of rotation X .
  • each satellite 28 is rotatably mounted on the planet carrier 44 about a respective axis of revolution 37, for example by means of bearings smooth. Furthermore, each satellite 28 is symmetrical of revolution with respect to its axis of revolution 37 and comprises two portions 38, 39 of different diameter. Each portion 38, 39 of the satellites 28 thus forms a stage of the reduction mechanism 12.
  • first portion 38 of each satellite 28 is cylindrical of revolution with respect to its axis of revolution 37 and has an external radial surface configured to cooperate with the external radial surface of the sun gear 33.
  • the external surface of this first portion 38 comprises a first series of teeth 29 configured to mesh with teeth 34 'of sun gear 33.
  • the second portion 39 of each satellite 28 is cylindrical of revolution relative to its axis of revolution 37 and has an external radial surface configured to cooperate with the internal radial surface of the ring 25.
  • the external surface of this second portion 39 comprises a second series of teeth 29 'configured to mesh with the teeth 26 of the crown 25.
  • the first portion 38 and the second portion 39 of each satellite 28 are in one piece.
  • the first portion 38 and the second portion 39 of the same satellite 28 can be formed integrally and in a single piece (monolithic).
  • the first portion 38 and the second portion 39 of the same satellite 28 can be assembled.
  • satellites 28 of the same reduction mechanism 12 are identical in shape and dimension.
  • the setting in rotation of the sun gear 33 by the low pressure shaft 10 therefore has the effect of causing the satellites 28 to rotate about their axis of revolution 37.
  • the second portion 39 of the satellites 28 being meshed with the crown 25, which is fixed, their rotation around their axis of revolution 37 has the effect of rotating the satellites 28 (with their axis of revolution 37 and the planet carrier 44) around the axis of rotation X.
  • the fan shaft 13 is connected to the second portions 39 of the planet wheels 28 so that their rotation around the axis of rotation X has the effect of driving the planet carrier 44 and the planet carrier. 'fan shaft 13 in rotation around the axis of rotation X.
  • the second portion 39 of the planet wheels 28 being meshed with the ring 25, which is movable in rotation, their rotation around their axis of revolution 37 has the effect of me to rotate the planet wheels 28 around their axis of revolution 37 (which are fixed to the planet carrier 44, which is fixed relative to the stator) around the axis of rotation X.
  • the fan shaft 13 is connected to the ring 25 so that the rotation of the ring 25 around the axis of rotation X has the effect of causing the fan shaft 13 to rotate around the axis of rotation X.
  • the second portion 39 of the satellites 28 has a different diameter from their first portion 38.
  • the diameter of the second portion 39 is strictly less than the diameter of the first portion 38. It is in fact the difference in diameters between the first portion 38 and the second portion 39 of the satellites 28 which makes it possible to obtain higher reduction ratios than in a single-stage reduction mechanism 12, for a comparable radial size. It follows that the diameter of the first portion 38 and the diameter of the second portion 39 of the satellites 28 can thus be dimensioned so as to achieve a reduction ratio greater than or equal to 4.5 with a small radial bulk, thus making it possible to soften the slope of the inlet channel 3.
  • FIG. 4a) and 4b) illustrate the radial size obtained for a single-stage epicyclic reduction mechanism 12 (FIG. 4b): crown 25 ', satellites 28' and sun gear 33 ', maximum external radius R1' , mean radius R2 'of the low pressure compressor and mean radius R3' of the inlet 18 'of the inlet channel 3') and a two-stage epicyclic reduction mechanism 12 ( Figure 4a)), both having the same ratio of reduction. It emerges from this comparison that the reduction mechanism 12 having the smallest radial size, for the same reduction ratio, is the epicyclic two-stage reduction mechanism 12.
  • FIG. 7 illustrates the radial size obtained for a two-stage planetary reduction mechanism 12 (on the left in the figure) and a single-stage epicyclic reduction mechanism (on the right of the figure), both showing the same reduction ratio. It emerges from this comparison that the reduction mechanism having the smallest radial size, for the same reduction ratio, is the planetary two-stage reduction mechanism 12.
  • FIG. 6 shows the shape of the inlet channel 3 ’when the reduction mechanism is of the single-stage epicyclic type (for the same reduction ratio). As can be seen clearly in this FIG.
  • the slope of the inlet channel 3 ′ is markedly greater than that of the inlet channel 3 of a propulsion system 1 comprising a two-stage planetary reduction mechanism 12, which generates losses. aerodynamics and reduces the propulsive efficiency of the propulsion system 1.
  • the propulsion system 1 has, for a high reduction ratio, a reduction mechanism 12 of smaller bulk.
  • the slope of the inlet channel 3 of the primary duct upstream of the low pressure compressor 4 is smoother, which improves the supply to the low pressure compressor 4 and makes it possible to lower the radius of the separation nozzle 19, and therefore improve the dilution rate.
  • a high reduction ratio makes it possible to reduce the speed of rotation and the compression ratio of the fan 2 and to optimize the sizing of the low pressure turbine 9. The propulsion efficiency of the propulsion system 1 is therefore improved.
  • the teeth 26, 29, 29 ’, 34’ of the reduction mechanism 12 are helical.
  • the reduction mechanism 12 may further comprise an internal stop 41, typically a double ball bearing or a hydraulic stop, interposed between the sun gear 33 and the fan shaft 13 and configured to take up the forces.
  • an internal stop 41 typically a double ball bearing or a hydraulic stop
  • the propulsion system 1 comprises a thrust bearing 42 at the level of the fan 2, interposed between the fan shaft 13 and a stator part (fixed) of the propulsion system 1 and configured to take not only the axial forces generated by the fan but also the axial forces generated between the second portion 39 of the satellites 28 and crown 25.
  • the helical shape of the teeth 26, 29, 29 ', 34' of the reduction mechanism 12 makes it possible to limit the axial forces taken up by the thrust bearing 42.
  • the choice of the helix angles of the teeth 26, 29 ', 29 , 34 'and their orientation (sign) thus makes it possible to compensate for the axial forces generated by the fan 2 (upstream) and usually taken up by the thrust bearing 42.
  • a helix angle (with respect to a plane comprising the axis of rotation X and the axis of revolution 37 of the satellite 28) of the teeth 29 'of the second portion 39 of each satellite 28 between 10 ° and 30 ° allows the meshing between the ring 25 and the second portion 39 of the satellites 28 to generate axial forces downstream and to compensate for the tensile forces applied by the fan 2 to be taken up by the thrust bearing 42.
  • the size of the thrust bearing 42 at the level of the fan 2 can therefore be reduced thanks to the compensation of the traction force generated by the blower 2 by the axial force generated by the reduction mechanism 12, more precisely by the engagement of the helical teeth of the crown 25 and of the second portion 39 of the planet wheels 28.
  • a helix angle (relative to a plane comprising the axis of rotation X and the axis of revolution 37 of the satellite 28) of the teeth 29 of the first portion 38 of each satellite 28 between 10 ° and 30 °, preferably between 15 ° and 25 °, makes it possible to compensate for the forces at the level of the internal stop 41 of the reduction mechanism 12 and therefore to reduce the losses at the level of this stop 41.
  • a two-stage epicyclic reduction mechanism 12 makes the dimensioning of the diameter of the groove of the low pressure shaft 10 more flexible. In fact, at iso-size under the inlet channel 3 of the propulsion system. 1, the radial size of the crown 25 of a two-stage epicyclic reduction mechanism 12 is reduced, which makes it possible, if necessary, to increase the diameter of the spline of the low pressure shaft 10. By way of comparison, in the case of a single-stage reduction mechanism, to obtain a high reduction ratio, it is necessary to reduce the diameter of the spline in order to respect the total radial size of the reduction mechanism 12 under the inlet channel 3.
  • the teeth 26, 29, 29 ’, 34’ of the reduction mechanism 12 are straight.
  • the internal stop 41 is then optional.
  • the propulsion system 1 comprises a pitch change mechanism 43 configured to modify the pitch angle of the fan blades 11
  • the easements oil supply for the pitch change mechanism 43 and the OTB lubrication (acronym for Oil Transfer Bearing, for multi-passage rotary hydraulic seal or rotary oil transfer) of the reduction mechanism 12 are placed downstream of the reduction mechanism 12 when it is of the epicyclic type.
  • the reduction mechanism 12 is of the planetary type
  • the OTB can be placed upstream of the reduction mechanism 12, as illustrated in FIG. 6 and include a rotating part mounted (indirectly) on the fan shaft 13 and a fixed part mounted on the planet carrier 44.
  • only the portion of the OTB supplying the actuating means of the pitch change mechanism 43 comprises a rotating portion, the OTB being supplied with oil in from an oil tank 45 via pipes 46 passing through the planet carrier 44, which is fixed.
  • the assembly of the epicyclic two-stage reduction mechanism 12 makes it possible to limit the risks of impacts during assembly.
  • the assembly formed by the sun gear 33, the satellites 28 and the planet carrier 44 is mounted in one block from the front thanks to the helical teeth 25, 29, 29 ’, 34’.
  • the crown 25 is then brought upstream and attached to the propulsion system 1 via the crown holder flange 25.
  • the entire reduction mechanism 12 pinion sun, planet gear, planet carrier and ring gear
  • the assembly is then brought into the engine and then secured using the crown holder flange.
  • the 12 two-stage reduction mechanism offers better efficiency.
  • the sliding speeds between the teeth are in fact lower than in a single-stage reduction mechanism 12, which reduces friction and therefore losses.
  • the performance of the 12-stage reduction mechanism is comparable to that of a 12-stage single-stage reduction mechanism.

Abstract

The present invention relates to an aero-propulsion system (1) comprising: - a drive shaft (10), - a low-pressure compressor (4), - a fan shaft (13) driving a fan (2), - a reduction mechanism (12) coupling the drive shaft (10) and the fan shaft (13), and - an inlet channel (3) which extends between the fan (2) and the low-pressure compressor (4), the inlet (18) having a predetermined mean radius (R3), a ratio between a mean radius (R3) of the inlet channel (3) and the mean radius (R2) of the low-pressure compressor (4), on the one hand, and the reduction ratio of the reduction mechanism (12), on the other hand, being strictly less than 0.35.

Description

DESCRIPTION DESCRIPTION
TITRE : Système propulsif aéronautique à rendement propulsif amélioré TITLE: Aeronautical propulsion system with improved propulsive efficiency
DOMAINE DE L'INVENTION FIELD OF THE INVENTION
La présente invention concerne le domaine des systèmes propulsifs aéronautiques, et plus précisément des systèmes propulsifs à double flux présentant un taux de dilution élevé, voire très élevé, et un haut rendement propulsif. The present invention relates to the field of aeronautical propulsion systems, and more specifically to dual-flow propulsion systems exhibiting a high dilution rate, or even very high, and a high propulsion efficiency.
ETAT DE LA TECHNIQUE STATE OF THE ART
Un système propulsif à double flux comprend généralement, d’amont en aval dans le sens de l’écoulement des gaz, une soufflante, un espace annulaire d’écoulement primaire et un espace annulaire d’écoulement secondaire. La masse d’air aspirée par la soufflante est donc divisée en un flux primaire, qui circule dans l’espace d’écoulement primaire, et en un flux secondaire, qui est concentrique avec le flux primaire et circule dans l’espace d’écoulement secondaire. La soufflante (ou hélice) peut être carénée et logée dans un carter de soufflante ou en variante non carénée du type USF (acronyme anglais de Unducted Single Fan, pour soufflante unique non carénée). Les aubes de soufflante peuvent être fixes ou présenter un calage variable, le calage étant ajusté en fonction des phases de vol par un mécanisme de changement de pas. A bypass propulsion system generally includes, upstream to downstream in the direction of gas flow, a blower, a primary flow annulus and a secondary flow annulus. The mass of air sucked in by the blower is therefore divided into a primary flow, which circulates in the primary flow space, and into a secondary flow, which is concentric with the primary flow and circulates in the flow space secondary. The blower (or propeller) can be shrouded and housed in a fan casing or in a non-shrouded variant of the USF type (acronym for Unducted Single Fan). The fan blades may be fixed or have variable timing, the timing being adjusted as a function of the phases of flight by a pitch change mechanism.
L’espace d’écoulement primaire traverse un corps primaire comprenant un ou plusieurs étages de compresseurs, par exemple un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, une chambre de combustion, un ou plusieurs étages de turbines, par exemple une turbine haute pression et une turbine basse pression, et une tuyère d’échappement des gaz. Typiquement, la turbine haute pression entraîne en rotation le compresseur haute pression par l’intermédiaire d’un premier arbre, dit arbre haute pression, tandis que la turbine basse pression entraîne en rotation le compresseur basse pression et la soufflante par l’intermédiaire d’un deuxième arbre, dit arbre basse pression. L’arbre basse pression est généralement logé dans l’arbre haute pression. The primary flow space passes through a primary body comprising one or more stages of compressors, for example a low pressure compressor and a high pressure compressor, a combustion chamber, one or more stages of turbines, for example a high pressure turbine and a low pressure turbine, and a gas exhaust nozzle. Typically, the high pressure turbine drives the high pressure compressor in rotation by means of a first shaft, called the high pressure shaft, while the low pressure turbine drives the low pressure compressor and the fan in rotation through the intermediary of a high pressure turbine. a second shaft, called a low pressure shaft. The low pressure shaft is usually housed in the high pressure shaft.
Afin d’améliorer le rendement propulsif du système propulsif et de réduire sa consommation spécifique ainsi que le bruit émis par la soufflante, il a été proposé des systèmes propulsifs présentant un taux de dilution (bypass ratio en anglais), c'est-à-dire le rapport entre le débit du flux secondaire et le débit du flux primaire, élevé. Par taux de dilution élevé, on comprendra ici un taux de dilution supérieur à 10, par exemple compris entre 10 et 80. Pour atteindre de tels taux de dilution, la soufflante est découplée de la turbine basse pression, permettant ainsi d’optimiser indépendamment leur vitesse de rotation respective. Généralement, le découplage est réalisé à l’aide d’un réducteur tel qu’un mécanisme de réduction épicycloïdal ou planétaire, placé entre l’extrémité amont de l’arbre basse pression et la soufflante. La soufflante est alors entraînée par l’arbre basse pression par l’intermédiaire du mécanisme de réduction et d’un arbre supplémentaire, dit arbre de soufflante, qui est fixé entre le mécanisme de réduction et le disque de la soufflante. In order to improve the propulsion efficiency of the propulsion system and to reduce its specific consumption as well as the noise emitted by the blower, propulsion systems have been proposed having a bypass ratio, that is to say say the ratio between the secondary flow rate and the primary flow rate, high. By high dilution rate, we will understand here a dilution rate greater than 10, for example between 10 and 80. To achieve such dilution rates, the fan is decoupled from the low pressure turbine, thus making it possible to independently optimize their dilution rate. respective rotational speed. Generally, the decoupling is carried out using a reduction gear such as an epicyclic or planetary reduction mechanism, placed between the upstream end of the low pressure shaft. and the blower. The fan is then driven by the low pressure shaft via the reduction mechanism and an additional shaft, called the fan shaft, which is fixed between the reduction mechanism and the fan disc.
Ce découplage permet ainsi de réduire la vitesse de rotation et le rapport de pression de la soufflante et d’augmenter la puissance extraite par la turbine basse pression. En effet, l’efficacité globale des systèmes propulsifs aéronautiques est conditionnée au premier ordre par le rendement propulsif, qui est favorablement influencé par une minimisation de la variation d’énergie cinétique de l’air à la traversée du système propulsif. Dans un système propulsif à taux de dilution élevé, l’essentiel du débit générant l’effort propulsif est constitué par le flux secondaire du système propulsif, l’énergie cinétique du flux secondaire étant majoritairement affecté par la compression qu’il subit lors de la traversée de la soufflante. Le rendement propulsif et le rapport de pression de la soufflante sont donc liés : plus le rapport de pression de la soufflante est faible, meilleur sera le rendement propulsif. This decoupling thus makes it possible to reduce the speed of rotation and the pressure ratio of the blower and to increase the power extracted by the low pressure turbine. In fact, the overall efficiency of aeronautical propulsion systems is conditioned first and foremost by the propulsion efficiency, which is favorably influenced by a minimization of the variation in kinetic energy of the air passing through the propulsion system. In a propulsion system with a high dilution ratio, most of the flow generating the propulsive force is constituted by the secondary flow of the propulsion system, the kinetic energy of the secondary flow being mainly affected by the compression it undergoes during the crossing the blower. The propulsive efficiency and the pressure ratio of the blower are therefore linked: the lower the pressure ratio of the blower, the better the propulsive efficiency.
Au-delà de son impact majeur sur le rendement propulsif, le choix du rapport de pression de la soufflante influence également diverses caractéristiques technologiques du système propulsif, dont le diamètre de la soufflante (et par extension les dimensions externes du système propulsif et de sa nacelle, masse et traînée), le régime de rotation de la soufflante et le rapport de réduction du mécanisme de réduction. Beyond its major impact on propulsion efficiency, the choice of the blower pressure ratio also influences various technological characteristics of the propulsion system, including the diameter of the fan (and by extension the external dimensions of the propulsion system and its nacelle. , mass and drag), the fan speed and the reduction ratio of the reduction mechanism.
En particulier, la poussée étant fonction au premier ordre du débit massique d’air traité par le système propulsif (majoritairement constitué par le flux secondaire) et de la variation d’énergie imprimée par la soufflante, la diminution du taux de compression de la soufflante implique d’augmenter le débit d’air du flux secondaire afin de maintenir la capacité du système propulsif à assurer un niveau de poussée requis donné. Cette augmentation de débit secondaire induit une augmentation de diamètre externe et, par extension, de la masse des modules basse pression et de la traînée externe de la nacelle, effets tous deux négatifs quant à l’efficacité énergétique globale du système propulsif. Il est donc nécessaire de trouver un compromis entre l’amélioration du rendement propulsif et la minimisation des pénalités de masse et de traînée induites par l’accroissement des dimensions de l’espace d’écoulement secondaire pour optimiser l’efficacité énergétique globale du système propulsif. In particular, the thrust being a first order function of the mass flow of air treated by the propulsion system (mainly constituted by the secondary flow) and of the variation in energy imparted by the fan, the reduction in the compression ratio of the fan involves increasing the air flow of the secondary flow in order to maintain the ability of the propulsion system to provide a given required level of thrust. This increase in secondary flow induces an increase in the external diameter and, by extension, the mass of the low pressure modules and the external drag of the nacelle, both negative effects on the overall energy efficiency of the propulsion system. It is therefore necessary to find a compromise between the improvement of the propulsion efficiency and the minimization of the mass and drag penalties induced by the increase in the dimensions of the secondary flow space in order to optimize the overall energy efficiency of the propulsion system. .
De plus, pour une condition de vol donnée, la réduction du rapport de pression de la soufflante implique une réduction de la déviation attendue sur le profil moyen d’aubage de la soufflante. Cette déviation résulte de la combinaison de la vitesse amont d’alimentation de la soufflante et de la vitesse d’entraînement liée à sa mise en rotation, l’ensemble étant relié via une relation de triangulation résultant de la composition des vitesses pour le passage du référentiel absolu au référentiel relatif de l’aubage. La vitesse amont étant liée aux conditions de vol et au dessin de l’entrée d’air du système propulsif, la réduction du rapport de pression de la soufflante s’accompagne ainsi d’une réduction du régime de rotation de la soufflante, résultant de la combinaison d’un rayon de soufflante élevé et de la nécessité de maintenir l’incidence locale sur les aubes de soufflante dans une plage généralement comprise entre +5 et +15°. In addition, for a given flight condition, the reduction in the pressure ratio of the fan implies a reduction in the deflection expected on the average blade profile of the fan. This deviation results from the combination of the upstream feed speed of the fan and the drive speed linked to its setting in rotation, the assembly being connected via a triangulation relationship resulting from the composition of the speeds for the passage of the fan. absolute reference to the relative reference of the blading. The upstream speed being linked to the flight conditions and to the design of the air inlet of the propulsion system, the reduction in the pressure ratio of the fan is thus accompanied by a reduction in the rotation speed of the fan, resulting from the combination of a high fan radius and the need to maintain the local incidence on the fan blades in a range generally between +5 and + 15 °.
Enfin, le rapport de réduction entre la soufflante et la turbine basse pression est directement affecté par la sélection d’un rapport de pression de soufflante faible : il est d’autant plus élevé que le rapport de pression de soufflante est faible. Finally, the reduction ratio between the blower and the low pressure turbine is directly affected by the selection of a low blower pressure ratio: it is higher the lower the blower pressure ratio.
Il découle de ces constats que, de nos jours, un système propulsif doit présenter les paramètres suivants pour être compétitif, où le Moteur 1 se situe à la limite supérieure des moteurs carénés considérés comme efficaces aujourd’hui et le Moteur 2 correspond à un moteur considéré aujourd’hui comme très efficace : It follows from these observations that, nowadays, a propulsion system must have the following parameters to be competitive, where Engine 1 is at the upper limit of faired engines considered to be efficient today and Engine 2 corresponds to an engine. considered today as very effective:
Ici, les Moteurs 1 et 2 sont des architectures uni-axiales (soufflante concentrique au générateur de gaz), qui sont considérées aujourd’hui comme étant plus performantes pour le générateur de gaz que les architectures décalées (offset) (du type turbopropulseur) car elles permettent une alimentation en air du générateur de gaz homogène en azimut, par exemple sous la forme d’un anneau concentrique. Sur une architecture non concentrique entre la soufflante et le générateur de gaz, l’entrée d’air est généralement non axisymétrique et se compose d’un ou plusieurs lobes suivis d’un tuyau de déviation. Here, Engines 1 and 2 are uniaxial architectures (fan concentric with the gas generator), which are considered today to be more efficient for the gas generator than the offset architectures (of the turboprop type) because they allow a homogeneous azimuth gas generator to be supplied with air, for example in the form of a concentric ring. On a non-concentric architecture between the fan and the gas generator, the air inlet is generally non-axisymmetric and consists of one or more lobes followed by a deflection pipe.
Enfin, le choix de ce type d’architecture conduit à des problématiques d’intégration mécanique d’autant plus important que le rapport de pression de la soufflante est faible. A même architecture de mécanisme de réduction, (i) plus le rapport de réduction augmente et plus son encombrement radial augmente de sorte que le mécanisme de réduction s’intégre difficilement sous la veine d’écoulement primaire et (ii) plus la vitesse de l’arbre basse pression est élevée, plus la vitesse du compresseur basse pression, qui est entraîné par l’arbre basse pression, est élevée et plus le rayon moyen du compresseur basse pression doit être bas pour limiter la vitesse périphérique en sommet des aubages du compresseur basse pression. Finally, the choice of this type of architecture leads to problems of mechanical integration all the more important as the pressure ratio of the fan is low. With the same reduction mechanism architecture, (i) the more the reduction ratio increases and the more its radial size increases so that the reduction mechanism is difficult to integrate under the primary flow stream and (ii) the greater the speed of l 'low pressure shaft is high, the higher the speed of the low pressure compressor, which is driven by the low shaft pressure, is high and the lower the mean radius of the low pressure compressor must be to limit the peripheral speed at the top of the low pressure compressor blades.
Ces deux contraintes combinées conduisent à un canal d’entrée de la veine d’écoulement primaire (habituellement désigné par sa forme en col de cygne) en amont du compresseur basse pression présentant une pente d’autant plus importante que l’encombrement radial du mécanisme de réduction est élevé et le rayon moyen du compresseur basse pression est bas. Il en résulte un accroissement des pertes aérodynamiques dans ce canal et une mauvaise alimentation du compresseur basse pression qui portent préjudice au rendement propulsif du système propulsif. These two combined stresses lead to an inlet channel of the primary flow stream (usually designated by its gooseneck shape) upstream of the low pressure compressor having a slope that is all the more important as the radial size of the mechanism reduction is high and the mean radius of the low pressure compressor is low. This results in an increase in aerodynamic losses in this channel and poor supply to the low-pressure compressor which is detrimental to the propulsion efficiency of the propulsion system.
Ces constatations s’appliquent aussi bien aux systèmes propulsifs du type turbomachines à double flux dont la soufflante est carénée, avec ou sans calage variable des aubes de soufflante, qu’aux système propulsifs non carénés du type USF. En particulier, les architectures du type USF permettent d’augmenter encore davantage le rendement propulsif : en s’affranchissant de la nacelle, on s’affranchit des contraintes de masse et trainée induites. Toutefois, l’optimisation de ces architectures conduit à des rapports de réduction encore plus élevés : régime de la soufflante (hélice) inférieur à 1200 tours par minutes pour le même type de compresseur basse pression et turbine basse pression que sur une turbomachine à fort taux de dilution et soufflante carénée, conduisant à des rapports de réduction pouvant aller jusqu’à 10. These findings apply both to propulsion systems of the turbomachine type with a shrouded fan, with or without variable fan blade timing, and to non-shrouded propulsion systems of the USF type. In particular, USF-type architectures make it possible to further increase the propulsive efficiency: by dispensing with the nacelle, we overcome the induced mass and drag constraints. However, the optimization of these architectures leads to even higher reduction ratios: fan speed (propeller) less than 1200 rpm for the same type of low pressure compressor and low pressure turbine as on a high rate turbomachine dilution and ducted blower, resulting in reduction ratios of up to 10.
EXPOSE DE L'INVENTION DISCLOSURE OF THE INVENTION
Un but de l’invention est de proposer un système propulsif aéronautique, tel qu’une turbomachine à double flux dont la soufflante est carénée, avec ou sans calage variable des aubes de soufflante, ou qu’un système propulsif non caréné du type USF, présentant un taux de dilution élevé et un rendement propulsif amélioré. An object of the invention is to provide an aeronautical propulsion system, such as a double-flow turbomachine the fan of which is ducted, with or without variable pitch of the fan blades, or an un ducted propulsion system of the USF type, exhibiting a high dilution rate and improved propellant efficiency.
Selon un premier aspect, l’invention propose un système propulsif aéronautique comprenant : According to a first aspect, the invention provides an aeronautical propulsion system comprising:
- un arbre d’entrainement mobile en rotation autour d’un axe de rotation, - a movable drive shaft in rotation around an axis of rotation,
- un compresseur basse pression entraîné en rotation par l’arbre d’entrainement, ledit compresseur basse pression présentant un rayon moyen prédéterminé, - a low pressure compressor rotated by the drive shaft, said low pressure compressor having a predetermined mean radius,
- un arbre de soufflante, - a fan shaft,
- une soufflante entraînée en rotation par l’arbre de soufflante - a fan driven in rotation by the fan shaft
- un mécanisme de réduction couplant l’arbre d’entrainement et l’arbre de soufflante, ledit mécanisme de réduction comprenant un premier étage de réduction entraîné en rotation par l’arbre d’entrainement et un deuxième étage de réduction entraînant en rotation l’arbre de soufflante et présentant un rapport de réduction prédéterminé et a reduction mechanism coupling the drive shaft and the fan shaft, said reduction mechanism comprising a first reduction stage driven in rotation by the drive shaft and a second reduction stage rotating the tree blower and having a predetermined reduction ratio and
- un canal d’entrée qui s’étend entre la soufflante et le compresseur basse pression, ledit canal d’entrée présentant une entrée adjacente à la soufflante et une sortie opposée à l’entrée et adjacente au compresseur basse pression, l’entrée présentant un rayon moyen prédéterminé. - an inlet channel which extends between the fan and the low pressure compressor, said inlet channel having an inlet adjacent to the fan and an outlet opposite to the inlet and adjacent to the low pressure compressor, the inlet having a predetermined mean radius.
De plus, un rapport entre un rayon moyen du canal d’entrée et le rayon moyen du compresseur basse pression d’une part, et le rapport de réduction du mécanisme de réduction d’autre part, est strictement inférieur à 0.35, de préférence strictement inférieur à 0.30, plus préférentiellement strictement inférieur à 0.20. In addition, a ratio between an average radius of the inlet channel and the average radius of the low pressure compressor on the one hand, and the reduction ratio of the reduction mechanism on the other hand, is strictly less than 0.35, preferably strictly less than 0.30, more preferably strictly less than 0.20.
Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du système propulsif selon le premier aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison : Certain preferred but non-limiting characteristics of the propulsion system according to the first aspect are as follows, taken individually or in combination:
- le mécanisme de réduction présente un rayon maximal externe et le rayon moyen du canal d’entrée est au plus égal à la somme du rayon maximal externe et de 300 mm. - the reduction mechanism has a maximum external radius and the average radius of the inlet channel is at most equal to the sum of the maximum external radius and 300 mm.
- le mécanisme de réduction présente un rayon maximal externe et le rayon moyen du canal d’entrée est au moins à la somme du rayon maximal externe et de 100 mm. - the reduction mechanism has a maximum external radius and the average radius of the inlet channel is at least the sum of the maximum external radius and 100 mm.
- le compresseur basse pression comprend au moins une roue d’aubes mobiles entraînée en rotation par l’arbre d’entrainement et située au niveau de la sortie du canal d’entrée, chaque aube de la roue présentant un bord d’attaque, un pied et un sommet et le rayon moyen du compresseur basse pression correspondant à la moyenne des rayons des aubes entre le pied et le sommet des aubes le long de leur bord d’attaque. - the low-pressure compressor comprises at least one wheel of mobile blades driven in rotation by the drive shaft and located at the outlet of the inlet channel, each blade of the wheel having a leading edge, a foot and a top and the average radius of the low pressure compressor corresponding to the average of the radii of the blades between the root and the top of the blades along their leading edge.
- le mécanisme de réduction comprend au moins une couronne comprenant des premiers moyens d’engrènement et une pluralité de satellites comprenant des deuxièmes moyens d’engrènement, le rayon maximal externe du mécanisme de réduction correspondant au rayon le plus grand entre un rayon de la couronne mesuré dans un plan radial à l’axe de rotation, entre l’axe de rotation et un sommet des premiers moyens d’engrènement et un rayon des satellites mesuré dans le plan radial entre l’axe de rotation et un sommet des deuxièmes moyens d’engrènement. - the reduction mechanism comprises at least one crown comprising first engagement means and a plurality of satellites comprising second engagement means, the maximum external radius of the reduction mechanism corresponding to the largest radius between a radius of the crown measured in a plane radial to the axis of rotation, between the axis of rotation and a vertex of the first meshing means and a radius of the satellites measured in the radial plane between the axis of rotation and a vertex of the second means d 'meshing.
- le rapport de réduction est supérieur ou égal à 4.5. - the reduction ratio is greater than or equal to 4.5.
- le système propulsif est non caréné et le rapport de réduction sont supérieur ou égal à 6.- the propulsion system is not streamlined and the reduction ratio is greater than or equal to 6.
- le mécanisme de réduction est épicycloïdal ou planétaire. - the reduction mechanism is epicyclic or planetary.
- le premier étage et le deuxième étage de réduction du mécanisme de réduction comprenant chacun des dents hélicoïdales ou droites. - The first stage and the second reduction stage of the reduction mechanism each comprising helical or straight teeth.
- les dents du premier étage de réduction sont hélicoïdales et forment un angle compris entre 10° et 30° avec l’axe de rotation, de préférence compris entre 15° et 25°. - the teeth of the first reduction stage are helical and form an angle of between 10 ° and 30 ° with the axis of rotation, preferably between 15 ° and 25 °.
- les dents du deuxième étage de réduction sont hélicoïdales et forment un angle compris entre 10 et 30° avec l’axe de rotation. - les dents du premier étage et du deuxième étage de réduction sont hélicoïdales, le système propulsif comprenant en outre une butée interne interposée entre un pignon solaire du mécanisme de réduction et l’arbre de soufflante. - The teeth of the second reduction stage are helical and form an angle of between 10 and 30 ° with the axis of rotation. - The teeth of the first stage and of the second reduction stage are helical, the propulsion system further comprising an internal stop interposed between a sun gear of the reduction mechanism and the fan shaft.
- les dents du premier étage et du deuxième étage de réduction sont hélicoïdales, le système propulsif comprenant en outre un palier de butée au niveau de la soufflante, ledit palier de butée étant interposé entre l’arbre de soufflante et une partie stator du système propulsif.- the teeth of the first stage and of the second reduction stage are helical, the propulsion system further comprising a thrust bearing at the level of the fan, said thrust bearing being interposed between the fan shaft and a stator part of the propulsion system .
- le système propulsif présente un taux de dilution compris entre 10 et 80. - the propulsion system has a dilution rate of between 10 and 80.
- la soufflante présente un rapport de compression compris entre 1.04 et 1.29 lorsque la soufflante est carénée et entre 1.01 et 1.025 lorsque la soufflante est non carénée. - the fan has a compression ratio of between 1.04 and 1.29 when the fan is faired and between 1.01 and 1.025 when the fan is not faired.
- la soufflante comprend une pluralité d’aubes de soufflante présentant chacune un sommet, une vitesse périphérique des aubes des soufflante au niveau de leur sommet en régime de décollage étant comprise entre 260 m/s et 330 m/s lorsque la soufflante est carénée et est inférieure à 225 m/s lorsque la soufflante est non carénée. the fan comprises a plurality of fan blades each having a top, a peripheral speed of the fan blades at the level of their top in take-off mode being between 260 m / s and 330 m / s when the fan is faired and is less than 225 m / s when the blower is unsheathed.
Selon un deuxième aspect, l’invention propose un système propulsif aéronautique comprenant : According to a second aspect, the invention provides an aeronautical propulsion system comprising:
- un arbre d’entrainement mobile en rotation autour d’un axe de rotation, - a movable drive shaft in rotation around an axis of rotation,
- un arbre de soufflante, - a fan shaft,
- un mécanisme de réduction couplant l’arbre d’entrainement et l’arbre de soufflante, ledit mécanisme de réduction présentant un premier étage de réduction entraîné en rotation par l’arbre d’entrainement et un deuxième étage de réduction entraînant en rotation l’arbre de soufflante, le premier étage et le deuxième étage de réduction du mécanisme de réduction comprenant chacun des dents hélicoïdales, lesdites dents hélicoïdales et formant un angle compris entre 10° et 30° avec l’axe de rotation, de préférence compris entre 15° et 25°. a reduction mechanism coupling the drive shaft and the fan shaft, said reduction mechanism having a first reduction stage driven in rotation by the drive shaft and a second reduction stage rotating the fan shaft, the first stage and the second reduction stage of the reduction mechanism each comprising helical teeth, said helical teeth and forming an angle between 10 ° and 30 ° with the axis of rotation, preferably between 15 ° and 25 °.
Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du système propulsif selon le deuxième aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison : Certain preferred but non-limiting characteristics of the propulsion system according to the second aspect are as follows, taken individually or in combination:
- le système propulsif comprend en outre un compresseur basse pression entraîné en rotation par l’arbre d’entrainement, ledit compresseur basse pression présentant un rayon moyen prédéterminé, et un canal d’entrée qui s’étend entre la soufflante et le compresseur basse pression, ledit canal d’entrée présentant une entrée adjacente à la soufflante et une sortie opposée à l’entrée et adjacente au compresseur basse pression, l’entrée présentant un rayon moyen prédéterminé. De plus, un rapport entre un rayon moyen du canal d’entrée et le rayon moyen du compresseur basse pression d’une part, et le rapport de réduction du mécanisme de réduction d’autre part, est strictement inférieur à 0.35, de préférence strictement inférieur à 0.30, de préférence strictement inférieur à 0.20. the propulsion system further comprises a low pressure compressor driven in rotation by the drive shaft, said low pressure compressor having a predetermined mean radius, and an inlet channel which extends between the fan and the low pressure compressor , said inlet channel having an inlet adjacent to the fan and an outlet opposite the inlet and adjacent to the low pressure compressor, the inlet having a predetermined mean radius. In addition, a ratio between an average radius of the inlet channel and the average radius of the low pressure compressor on the one hand, and the reduction ratio of the reduction mechanism on the other hand, is strictly less than 0.35, preferably strictly less than 0.30, preferably strictly less than 0.20.
- le mécanisme de réduction présente un rayon maximal externe et le rayon moyen du canal d’entrée est au plus égal à la somme du rayon maximal externe et de 300 mm. - the reduction mechanism has a maximum external radius and the average radius of the channel entry is at most equal to the sum of the maximum external radius and 300 mm.
- le mécanisme de réduction présente un rayon maximal externe et le rayon moyen du canal d’entrée est au moins à la somme du rayon maximal externe et de 100 mm. - the reduction mechanism has a maximum external radius and the average radius of the inlet channel is at least the sum of the maximum external radius and 100 mm.
- le compresseur basse pression comprend au moins une roue d’aubes mobiles entraînée en rotation par l’arbre d’entrainement et située au niveau de la sortie du canal d’entrée, chaque aube de la roue présentant un bord d’attaque, un pied et un sommet et le rayon moyen du compresseur basse pression correspondant à la moyenne des rayons des aubes entre le pied et le sommet des aubes le long de leur bord d’attaque. - the low-pressure compressor comprises at least one wheel of mobile blades driven in rotation by the drive shaft and located at the outlet of the inlet channel, each blade of the wheel having a leading edge, a foot and a top and the average radius of the low pressure compressor corresponding to the average of the radii of the blades between the root and the top of the blades along their leading edge.
- le mécanisme de réduction comprend au moins une couronne comprenant des premiers moyens d’engrènement et une pluralité de satellites comprenant des deuxièmes moyens d’engrènement, le rayon maximal externe du mécanisme de réduction correspondant au rayon le plus grand entre un rayon de la couronne mesuré dans un plan radial à l’axe de rotation, entre l’axe de rotation et un sommet des premiers moyens d’engrènement et un rayon des satellites mesuré dans le plan radial entre l’axe de rotation et un sommet des deuxièmes moyens d’engrènement. - the reduction mechanism comprises at least one crown comprising first engagement means and a plurality of satellites comprising second engagement means, the maximum external radius of the reduction mechanism corresponding to the largest radius between a radius of the crown measured in a plane radial to the axis of rotation, between the axis of rotation and a vertex of the first meshing means and a radius of the satellites measured in the radial plane between the axis of rotation and a vertex of the second means d 'meshing.
- le rapport de réduction est supérieur ou égal à 4.5. - the reduction ratio is greater than or equal to 4.5.
- le système propulsif est non caréné et le rapport de réduction sont supérieur ou égal à 6.- the propulsion system is not streamlined and the reduction ratio is greater than or equal to 6.
- le mécanisme de réduction comprend deux étages de réduction. - the reduction mechanism comprises two reduction stages.
- le mécanisme de réduction est épicycloïdal. - the reduction mechanism is epicyclic.
- le mécanisme de réduction comprend un premier étage de réduction entraîné en rotation par l’arbre d’entrainement et un deuxième étage de réduction entraînant en rotation l’arbre de soufflante, le premier étage et le deuxième étage de réduction du mécanisme de réduction comprenant chacun des dents hélicoïdales ou droites. the reduction mechanism comprises a first reduction stage driven in rotation by the drive shaft and a second reduction stage driving the fan shaft in rotation, the first stage and the second reduction stage of the reduction mechanism comprising each of the helical or straight teeth.
- les dents du premier étage et du deuxième étage de réduction sont hélicoïdales, le système propulsif comprenant en outre une butée interne interposée entre un pignon solaire du mécanisme de réduction et l’arbre de soufflante. - The teeth of the first and second reduction stages are helical, the propulsion system further comprising an internal stop interposed between a sun gear of the reduction mechanism and the fan shaft.
- les dents du premier étage et du deuxième étage de réduction sont hélicoïdales, le système propulsif comprenant en outre un palier de butée au niveau de la soufflante, ledit palier de butée étant interposé entre l’arbre de soufflante et une partie stator du système propulsif.- the teeth of the first stage and of the second reduction stage are helical, the propulsion system further comprising a thrust bearing at the level of the fan, said thrust bearing being interposed between the fan shaft and a stator part of the propulsion system .
- le système propulsif présente un taux de dilution compris entre 10 et 80. - the propulsion system has a dilution rate of between 10 and 80.
- la soufflante présente un rapport de compression compris entre 1.04 et 1.29 lorsque la soufflante est carénée et entre 1.01 et 1.025 lorsque la soufflante est non carénée. - the fan has a compression ratio of between 1.04 and 1.29 when the fan is faired and between 1.01 and 1.025 when the fan is not faired.
- la soufflante comprend une pluralité d’aubes de soufflante présentant chacune un sommet, une vitesse périphérique des aubes des soufflante au niveau de leur sommet en régime de décollage étant comprise entre 260 m/s et 330 m/s lorsque la soufflante est carénée et est inférieure à 225 m/s lorsque la soufflante est non carénée. Selon un troisième aspect, l’invention propose un système propulsif aéronautique comprenant : the fan comprises a plurality of fan blades each having a top, a peripheral speed of the fan blades at the level of their top in take-off mode being between 260 m / s and 330 m / s when the fan is faired and is less than 225 m / s when the blower is unsheathed. According to a third aspect, the invention proposes an aeronautical propulsion system comprising:
- un corps basse pression entraînant en rotation un arbre d’entrainement autour d’un axe de rotation, - a low pressure body rotating a drive shaft around an axis of rotation,
- une soufflante entraînée en rotation par un arbre de soufflante - a fan driven in rotation by a fan shaft
- un mécanisme de réduction couplant l’arbre d’entrainement et l’arbre de soufflante, le système propulsif comprenant deux étages de réduction et comportant : - a reduction mechanism coupling the drive shaft and the fan shaft, the propulsion system comprising two reduction stages and comprising:
- un pignon solaire, centré sur l’axe de rotation et configuré pour être entraîné en rotation par l’arbre d’entrainement, - a sun gear, centered on the axis of rotation and configured to be driven in rotation by the drive shaft,
- une couronne, coaxiale avec le pignon solaire et fixe par rapport au système propulsif, et- a crown, coaxial with the sun gear and fixed with respect to the propulsion system, and
- une série de satellites répartis circonférentiellement autour de l’axe de rotation entre le pignon solaire et la couronne, chaque satellite comprenant une première portion engrenée avec le pignon solaire pour former le premier étage de réduction et une deuxième portion engrenée avec la couronne pour former le second étage de réduction, un diamètre de la première portion étant différent d’un diamètre de la deuxième portion. - a series of satellites distributed circumferentially around the axis of rotation between the sun gear and the ring gear, each satellite comprising a first portion meshed with the sun gear to form the first reduction stage and a second portion meshed with the ring gear to form the second reduction stage, a diameter of the first portion being different from a diameter of the second portion.
Optionnellement, les satellites sont montés sur un porte-satellites qui est mobile en rotation autour de l’axe de rotation et solidaire de l’arbre de soufflante. Optionally, the planet wheels are mounted on a planet carrier which is movable in rotation about the axis of rotation and integral with the fan shaft.
Dans une forme de réalisation, le corps basse pression comprend une turbine basse pression entraînant l’arbre de rotation et un compresseur basse pression. In one embodiment, the low pressure body includes a low pressure turbine driving the rotation shaft and a low pressure compressor.
Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du système propulsif selon le troisième aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison : Certain preferred but non-limiting characteristics of the propulsion system according to the third aspect are as follows, taken individually or in combination:
- le corps basse pression comprend un compresseur basse pression entraîné en rotation par l’arbre d’entrainement, ledit compresseur basse pression présentant un rayon moyen prédéterminé, et le système propulsif comprend en outre un canal d’entrée qui s’étend entre la soufflante et le compresseur basse pression, ledit canal d’entrée présentant une entrée adjacente à la soufflante et une sortie opposée à l’entrée et adjacente au compresseur basse pression, l’entrée présentant un rayon moyen prédéterminé. De plus, un rapport entre un rayon moyen du canal d’entrée et le rayon moyen du compresseur basse pression d’une part, et le rapport de réduction du mécanisme de réduction d’autre part, est strictement inférieur à 0.35, de préférence strictement inférieur à 0.30, de préférence strictement inférieur à 0.20. - the low pressure body comprises a low pressure compressor driven in rotation by the drive shaft, said low pressure compressor having a predetermined mean radius, and the propulsion system further comprises an inlet channel which extends between the fan and the low pressure compressor, said inlet channel having an inlet adjacent to the fan and an outlet opposite the inlet and adjacent to the low pressure compressor, the inlet having a predetermined mean radius. In addition, a ratio between an average radius of the inlet channel and the average radius of the low pressure compressor on the one hand, and the reduction ratio of the reduction mechanism on the other hand, is strictly less than 0.35, preferably strictly less than 0.30, preferably strictly less than 0.20.
- le mécanisme de réduction présente un rayon maximal externe et le rayon moyen du canal d’entrée est au plus égal à la somme du rayon maximal externe et de 300 mm. - the reduction mechanism has a maximum external radius and the average radius of the inlet channel is at most equal to the sum of the maximum external radius and 300 mm.
- le mécanisme de réduction présente un rayon maximal externe et le rayon moyen du canal d’entrée est au moins à la somme du rayon maximal externe et de 100 mm. - the reduction mechanism has a maximum external radius and the average radius of the inlet channel is at least the sum of the maximum external radius and 100 mm.
- le corps basse pression comprend un compresseur basse pression entraîné en rotation par l’arbre d’entrainement, ledit compresseur basse pression comprenant au moins une roue d’aubes mobiles entraînée en rotation par l’arbre d’entrainement et située au niveau de la sortie du canal d’entrée, chaque aube de la roue présentant un bord d’attaque, un pied et un sommet et le rayon moyen du compresseur basse pression correspondant à la moyenne des rayons des aubes entre le pied et le sommet des aubes le long de leur bord d’attaque. - the low pressure body comprises a low pressure compressor driven in rotation by the drive shaft, said low pressure compressor comprising at least one wheel movable blades rotated by the drive shaft and located at the outlet of the inlet channel, each blade of the wheel having a leading edge, a root and a top and the average radius of the compressor low pressure corresponding to the average of the radii of the blades between the root and the top of the blades along their leading edge.
- la couronne comprend des premiers moyens d’engrènement et les satellites comprennent des deuxièmes moyens d’engrènement, le rayon maximal externe du mécanisme de réduction correspondant au rayon le plus grand entre un rayon de la couronne mesuré dans un plan radial à l’axe de rotation, entre l’axe de rotation et un sommet des premiers moyens d’engrènement et un rayon des satellites mesuré dans le plan radial entre l’axe de rotation et un sommet des deuxièmes moyens d’engrènement. - the crown comprises first meshing means and the satellites comprise second meshing means, the maximum external radius of the reduction mechanism corresponding to the largest radius between a radius of the crown measured in a plane radial to the axis of rotation, between the axis of rotation and a top of the first engagement means and a radius of the satellites measured in the radial plane between the axis of rotation and a top of the second engagement means.
- le rapport de réduction est supérieur ou égal à 4.5. - the reduction ratio is greater than or equal to 4.5.
- le système propulsif est non caréné et le rapport de réduction sont supérieur ou égal à 6.- the propulsion system is not streamlined and the reduction ratio is greater than or equal to 6.
- le mécanisme de réduction comprend deux étages de réduction. - the reduction mechanism comprises two reduction stages.
- le mécanisme de réduction est épicycloïdal. - the reduction mechanism is epicyclic.
- le premier étage et le deuxième étage de réduction du mécanisme de réduction comprennent chacun des dents hélicoïdales ou droites. - The first reduction stage and the second reduction stage of the reduction mechanism each comprise helical or straight teeth.
- les dents du premier étage de réduction sont hélicoïdales et forment un angle compris entre 10° et 30° avec l’axe de rotation, de préférence compris entre 15° et 25°. - the teeth of the first reduction stage are helical and form an angle of between 10 ° and 30 ° with the axis of rotation, preferably between 15 ° and 25 °.
- les dents du deuxième étage de réduction sont hélicoïdales et forment un angle compris entre 10 et 30° avec l’axe de rotation. - the teeth of the second reduction stage are helical and form an angle of between 10 and 30 ° with the axis of rotation.
- les dents du premier étage et du deuxième étage de réduction sont hélicoïdales, le système propulsif comprenant en outre une butée interne interposée entre un pignon solaire du mécanisme de réduction et l’arbre de soufflante. - The teeth of the first and second reduction stages are helical, the propulsion system further comprising an internal stop interposed between a sun gear of the reduction mechanism and the fan shaft.
- les dents du premier étage et du deuxième étage de réduction sont hélicoïdales, le système propulsif comprenant en outre un palier de butée au niveau de la soufflante, ledit palier de butée étant interposé entre l’arbre de soufflante et une partie stator du système propulsif.- the teeth of the first stage and of the second reduction stage are helical, the propulsion system further comprising a thrust bearing at the level of the fan, said thrust bearing being interposed between the fan shaft and a stator part of the propulsion system .
- le système propulsif présente un taux de dilution compris entre 10 et 80. - the propulsion system has a dilution rate of between 10 and 80.
- la soufflante présente un rapport de compression compris entre 1.04 et 1.29 lorsque la soufflante est carénée et entre 1 .01 et 1.025 lorsque la soufflante est non carénée. - the fan has a compression ratio of between 1.04 and 1.29 when the fan is faired and between 1.01 and 1.025 when the fan is not faired.
- la soufflante comprend une pluralité d’aubes de soufflante présentant chacune un sommet, une vitesse périphérique des aubes des soufflante au niveau de leur sommet en régime de décollage étant comprise entre 260 m/s et 330 m/s lorsque la soufflante est carénée et est inférieure à 225 m/s lorsque la soufflante est non carénée. the fan comprises a plurality of fan blades each having a top, a peripheral speed of the fan blades at the level of their top in take-off mode being between 260 m / s and 330 m / s when the fan is faired and is less than 225 m / s when the blower is unsheathed.
Selon un quatrième aspect, l’invention propose un aéronef comprenant un système propulsif aéronautique conforme au premier, au deuxième et/ou au troisième aspect. Le système propulsif aéronautique peut comprendre une turbomachine à double flux dont la soufflante est carénée, avec ou sans calage variable des aubes de soufflante, ou un système propulsif non caréné du type USF. According to a fourth aspect, the invention proposes an aircraft comprising an aeronautical propulsion system in accordance with the first, the second and / or the third aspect. The aeronautical propulsion system can comprise a bypass turbomachine, the fan of which is faired, with or without variable timing of the fan blades, or a non-ducted propulsion system of the USF type.
DESCRIPTION DES FIGURES DESCRIPTION OF FIGURES
D’autres caractéristiques, buts et avantages de l’invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels : Other characteristics, aims and advantages of the invention will emerge from the following description, which is purely illustrative and not limiting, and which should be read with reference to the accompanying drawings in which:
La figure 1 illustre de façon schématique un exemple de système propulsif aéronautique comprenant une soufflante carénée à calage variable conforme à un mode de réalisation de l’invention. FIG. 1 schematically illustrates an example of an aeronautical propulsion system comprising a shrouded fan with variable timing according to one embodiment of the invention.
La figure 2 illustre de façon schématique un exemple de système propulsif aéronautique comprenant une soufflante non carénée type USF conforme à un mode de réalisation de l’invention. FIG. 2 schematically illustrates an example of an aeronautical propulsion system comprising a non-ducted USF type fan in accordance with one embodiment of the invention.
La figure 3 est une vue en coupe détaillée, partielle et schématique d’un exemple de mécanisme de réduction pouvant être utilisé dans un système propulsif aéronautique conforme à l’invention. Figure 3 is a detailed, partial and schematic sectional view of an example of a reduction mechanism that can be used in an aircraft propulsion system according to the invention.
Les figures 4a) et 4b) sont des vues schématiques illustrant respectivement un mécanisme de réduction épicycloïdal biétage et un mécanisme de réduction épicycloïdal simple étage, pour un même rapport de réduction. FIGS. 4a) and 4b) are schematic views respectively illustrating a two-stage epicyclic reduction mechanism and a single-stage epicyclic reduction mechanism, for the same reduction ratio.
La figure 5 est une vue de côté de l’exemple de réalisation du mécanisme de réduction de la figure 3. Figure 5 is a side view of the exemplary embodiment of the reduction mechanism of Figure 3.
La figure 6 est une vue en coupe détaillée, partielle et schématique d’un exemple de mécanisme de réduction planétaire pouvant être utilisé dans un système propulsif aéronautique conforme à l’invention. Le canal d’entrée d’un système propulsif de l’art antérieur a en outre été représenté en pointillés sur cette figure. Figure 6 is a detailed, partial and schematic sectional view of an example of a planetary reduction mechanism that can be used in an aircraft propulsion system according to the invention. The inlet channel of a propulsion system of the prior art has also been shown in dotted lines in this figure.
La figure 7 est une vue schématique illustrant d’un côté (à gauche) un mécanisme de réduction planétaire biétage et d’un autre côté (à droite) un mécanisme de réduction épicycloïdal simple étage, pour un même rapport de réduction. Figure 7 is a schematic view showing on one side (left) a two-stage planetary reduction mechanism and on the other side (right) a single-stage epicyclic reduction mechanism, for the same reduction ratio.
Sur l’ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques. In all of the figures, similar elements bear identical references.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Le système propulsif 1 comprend, de manière conventionnelle, une soufflante 2 et un corps primaire. Le corps primaire comprend, dans le sens d’écoulement des gaz dans le système propulsif 1 , un canal d’entrée 3 s’étendant immédiatement en aval de la soufflante 2, un compresseur basse pression 4compresseur basse pression, un compresseur haute pression 5, une chambre de combustion 6, une turbine haute pression 7, une turbine basse pression 9 et une tuyère d’échappement des gaz. La turbine haute pression 7 entraîne en rotation le compresseur haute pression 5 par l’intermédiaire d’un arbre haute pression 8 tandis que la turbine basse pression 9 entraîne en rotation le compresseur basse pression 4 et la soufflante 2 par l’intermédiaire d’un arbre d’entrainement 10, par exemple l’arbre basse pression 10. The propulsion system 1 comprises, in a conventional manner, a fan 2 and a primary body. The primary body comprises, in the direction of gas flow in the propulsion system 1, an inlet channel 3 extending immediately downstream of the fan 2, a low pressure compressor 4, low pressure compressor, a high pressure compressor 5, a combustion chamber 6, a high pressure turbine 7, a low turbine pressure 9 and a gas exhaust nozzle. The high pressure turbine 7 drives the high pressure compressor 5 in rotation by means of a high pressure shaft 8 while the low pressure turbine 9 drives the low pressure compressor 4 and the fan 2 in rotation through a drive shaft 10, for example low pressure shaft 10.
La soufflante 2 comprend un disque de soufflante 2 pourvu d'aubes de soufflante 11 à sa périphérie qui, lorsqu'elles sont mises en rotation, entraînent le flux d’air dans les espaces d’écoulement primaire et secondaire du système propulsif 1 . The blower 2 comprises a blower disc 2 with fan vanes 11 at its periphery which, when rotated, cause the air flow to the primary and secondary flow spaces of the propulsion system 1.
Le compresseur basse pression 4 comprend au moins un étage de compression comprenant une roue 14 d’aubes mobiles (rotor) entraînée par l’arbre basse pression 10 et tournant devant une série d’aubes fixes (stators, ou redresseurs) réparties circonférentiellement autour de l’axe X. Le cas échéant, le compresseur basse pression 4 peut comprendre au moins deux étages de compression. Chaque aube 15 présente un bord d’attaque 16, un bord de fuite, un pied 17 et un sommet 18. Par bord d’attaque 16, on comprendra ici le bord de l’aube 15 configuré pour s’étendre en regard de l'écoulement des gaz entrant dans le compresseur basse pression 4. Il correspond à la partie antérieure d'un profil aérodynamique qui fait face au flux d'air et qui divise l'écoulement d'air en un écoulement d'intrados et en un écoulement extrados. Le bord de fuite quant à lui correspond à la partie postérieure du profil aérodynamique, où se rejoignent les écoulements intrados et extrados. The low pressure compressor 4 comprises at least one compression stage comprising a wheel 14 of movable blades (rotor) driven by the low pressure shaft 10 and rotating in front of a series of fixed blades (stators, or rectifiers) distributed circumferentially around it. the X axis. Where appropriate, the low pressure compressor 4 can include at least two compression stages. Each vane 15 has a leading edge 16, a trailing edge, a root 17 and a vertex 18. By leading edge 16, we will here understand the edge of the vane 15 configured to extend opposite the vane. 'flow of gases entering the low pressure compressor 4. It corresponds to the anterior part of an aerodynamic profile which faces the air flow and which divides the air flow into an intrados flow and an air flow. extrados. The trailing edge corresponds to the rear part of the aerodynamic profile, where the lower surface and upper surface flows meet.
Le canal d’entrée 3 s’étend immédiatement en aval de la soufflante 2. Il présente une entrée 18, adjacente au pied des aubes de soufflante 11 , à l’aplomb du bec de séparation 19 de l’espace d’écoulement primaire et de l’espace d’écoulement secondaire et une sortie 20 adjacente au compresseur basse pression 4. Le canal d’entrée 3 présente la forme générale d’un col de cygne, de sorte que l’entrée 18 est radialement plus éloignée de l’axe de rotation X que la sortie 20. Le canal d’entrée 3 comprend, de manière connue en soi, une roue directrice d’entrée (ou IGV, acronyme anglais d’Inlet Guide Vane) comprenant une rangée d’aubes fixes 21 réparties circonférentiellement autour de l’axe X. Ces aubes fixes 21 présentent chacune un bord d’attaque 22 qui affleure au niveau de l’entrée, un pied 23 et un sommet 24. The inlet channel 3 extends immediately downstream of the fan 2. It has an inlet 18, adjacent to the root of the fan blades 11, in line with the separation nozzle 19 of the primary flow space and of the secondary flow space and an outlet 20 adjacent to the low pressure compressor 4. The inlet channel 3 has the general shape of a gooseneck, so that the inlet 18 is radially further away from the inlet. axis of rotation X as the output 20. The input channel 3 comprises, in a manner known per se, an input steering wheel (or IGV, acronym for Inlet Guide Vane) comprising a row of fixed vanes 21 distributed circumferentially around the axis X. These fixed blades 21 each have a leading edge 22 which is flush with the level of the inlet, a foot 23 and a top 24.
L’invention s’applique à tout type de système propulsif 1 aéronautique à double flux, que la soufflante 2 soit carénée ou non carénée, à aubes à calage fixe ou à calage variable. The invention applies to any type of aeronautical bypass propulsion system 1, whether the fan 2 is ducted or not ducted, with fixed or variable pitch vanes.
Le système propulsif 1 présente un taux de dilution élevé. Par taux de dilution élevé, on comprendra ici un taux de dilution supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 80. Pour cela, la soufflante 2 est découplée de la turbine basse pression 9 pour optimiser indépendamment leur vitesse de rotation respective à l’aide d’un mécanisme de réduction 12 placé entre l’extrémité amont (par rapport au sens d’écoulement des gaz dans le système propulsif 1 ) de l’arbre basse pression 10 et la soufflante 2. La soufflante 2 est alors entraînée par l’arbre basse pression 10 par l’intermédiaire du mécanisme de réduction 12 et d’un arbre de soufflante 13, qui est fixé entre le mécanisme de réduction 12 et le disque de la soufflante 2. L’arbre de soufflante 13 est mobile en rotation autour d’un axe de rotation X coaxial à l’axe de rotation X de l’arbre basse pression 10. The propulsion system 1 has a high dilution rate. By high dilution rate, we will understand here a dilution rate greater than or equal to 10, for example between 10 and 80. For this, the fan 2 is decoupled from the low pressure turbine 9 to independently optimize their respective speed of rotation at using a reduction mechanism 12 placed between the upstream end (with respect to the direction of gas flow in the propulsion system 1) of the low pressure shaft 10 and the blower 2. The blower 2 is then driven by the low pressure shaft 10 by the intermediate of the reduction mechanism 12 and of a fan shaft 13, which is fixed between the reduction mechanism 12 and the disc of the fan 2. The fan shaft 13 is movable in rotation about an axis of rotation X coaxial with the axis of rotation X of the low pressure shaft 10.
Optionnellement, le système propulsif 1 comprend en outre un mécanisme de changement de pas 43 positionné entre le disque de soufflante et les aubes de soufflante 11 et configuré pour modifier l’angle de calage des aubes de soufflante 11 . Optionally, the propulsion system 1 further comprises a pitch change mechanism 43 positioned between the fan disc and the fan blades 11 and configured to change the pitch angle of the fan blades 11.
Pour calculer le taux de dilution, le débit du flux secondaire et le débit du flux primaire sont mesurés lorsque le système propulsif 1 est stationnaire en régime de décollage 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. To calculate the dilution ratio, the secondary flow rate and the primary flow rate are measured when the propulsion system 1 is stationary in take-off regime in a standard atmosphere (as defined by the Aviation Organization manual International Civilian (ICAO), Doc 7488/3, 3rd Edition) and at sea level.
Dans ce qui suit, tous les paramètres seront mesurés dans ces conditions, à savoir lorsque le système propulsif 1 est stationnaire en régime de décollage 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. In the following, all the parameters will be measured under these conditions, namely when the propulsion system 1 is stationary in take-off regime 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.
Afin d’améliorer l’alimentation du compresseur basse pression 4, un rapport R entre un rayon moyen R3 du canal d’entrée 3 et un rayon moyen R2 du compresseur basse pression 4 d’une part, et le rapport de réduction GR du mécanisme de réduction 12 est strictement inférieur à 0.35. In order to improve the supply of the low pressure compressor 4, a ratio R between an average radius R3 of the inlet channel 3 and an average radius R2 of the low pressure compressor 4 on the one hand, and the reduction ratio GR of the mechanism reduction 12 is strictly less than 0.35.
[Math. 1] [Math. 1]
R3/R2 R3 / R2
R = < 0.35 R = <0.35
GR GR
Un tel rapport R est notamment pertinent pour une puissance maximale au décollage d’entrée du mécanisme de réduction supérieures à 6 MW. Such a ratio R is particularly relevant for a maximum power at take-off input to the reduction mechanism greater than 6 MW.
Par rayon moyen d’entrée R3 du canal d’entrée 3, on comprendra ici la somme du rayon maximal externe R1 du mécanisme de réduction 12 et de l’espacement minimal entre le mécanisme de réduction 12 et la virole interne du canal d’entrée 3 pour l’intégration d’éléments constitutifs du système propulsif 1 , tels que la récupération d’huile, des brides, des souplesses, etc. Cet espacement est au moins égal, dans un plan radial à l’axe X, à 100 mm et au plus égal à 300 mm, de préférence inférieur à 275 mm, typiquement de l’ordre de 250 mm. De préférence, le rapport R est strictement inférieur à 0.30, , de préférence strictement inférieur àBy average entry radius R3 of the entry channel 3, we understand here the sum of the maximum external radius R1 of the reduction mechanism 12 and the minimum spacing between the reduction mechanism 12 and the internal ferrule of the entry channel 3 for the integration of constituent elements of the propulsion system 1, such as oil recovery, flanges, flexibilities, etc. This spacing is at least equal, in a plane radial to the X axis, to 100 mm and at most equal to 300 mm, preferably less than 275 mm, typically of the order of 250 mm. Preferably, the ratio R is strictly less than 0.30, preferably strictly less than
0.20. Par rayon moyen R2 du compresseur basse pression 4, on comprendra ici à la moyenne des rayons (mesurés dans le plan radial) du bord d’attaque 16 entre le pied 17 et la tête 18 des aubes mobiles 15 du compresseur basse pression 4. Lorsque le compresseur basse pression 4 comprend plusieurs étages de compression, le rayon moyen R2 du compresseur basse pression 4 est mesuré au niveau de la roue 14 mobile située la plus en amont, par rapport au sens d’écoulement des gaz, c’est-à-dire la roue 14 mobile qui s’étend au niveau de la sortie 20 du canal d’entrée 2. 0.20. The mean radius R2 of the low pressure compressor 4 will be understood here as the mean of the radii (measured in the radial plane) of the leading edge 16 between the root 17 and the head 18 of the mobile vanes 15 of the low pressure compressor 4. When the low-pressure compressor 4 comprises several compression stages, the mean radius R2 of the low-pressure compressor 4 is measured at the level of the movable wheel 14 located most upstream, with respect to the direction of flow of the gases, that is to say - say the movable wheel 14 which extends at the level of the outlet 20 of the inlet channel 2.
Le rayon moyen du canal d’entrée 3 quant à lui correspond à la moyenne des rayons (mesurés dans le plan radial) du bord d’attaque 22 entre le pied 23 et le sommet 24 des aubes fixes 21 du canal d’entrée 3. The average radius of the inlet channel 3 corresponds to the average of the radii (measured in the radial plane) of the leading edge 22 between the root 23 and the top 24 of the fixed blades 21 of the inlet channel 3.
En comparaison avec les moteurs de l’art antérieur, le système propulsif 1 présente donc, pour un rapport de réduction élevé, voire très élevé, un mécanisme de réduction 12 d’encombrement plus faible. Il en résulte que la pente du canal d’entrée 3 de la veine primaire en amont du compresseur basse pression 4 est plus douce, ce qui améliore l’alimentation du compresseur basse pression 4. En parallèle, un rapport de réduction (GR) élevé permet de réduire la vitesse de rotation et le rapport de compression de la soufflante 2 et d’optimiser le dimensionnement de la turbine basse pression 9. Le rendement propulsif du système propulsif 1 est donc amélioré. In comparison with the engines of the prior art, the propulsion system 1 therefore has, for a high or even very high reduction ratio, a reduction mechanism 12 of smaller bulk. As a result, the slope of the inlet channel 3 of the primary duct upstream of the low pressure compressor 4 is smoother, which improves the supply to the low pressure compressor 4. In parallel, a high reduction ratio (GR) makes it possible to reduce the speed of rotation and the compression ratio of the fan 2 and to optimize the dimensioning of the low pressure turbine 9. The propulsion efficiency of the propulsion system 1 is therefore improved.
Le rapport de réduction (GR) est au moins égal à 4.5. The reduction ratio (GR) is at least equal to 4.5.
Dans le cas d’un système propulsif 1 comprenant une soufflante 2 carénée (Figure 1 ), et le cas échéant des aubes de soufflante 11 à calage variable, le rapport de réduction est supérieur ou égal à 4.5, par exemple entre 4.5 et 6. In the case of a propulsion system 1 comprising a ducted fan 2 (Figure 1), and optionally variable-pitch fan blades 11, the reduction ratio is greater than or equal to 4.5, for example between 4.5 and 6.
Dans le cas d’un système propulsif 1 comprenant une soufflante 2 non carénée (Figure 2), par exemple du type USF, le rapport de réduction GR supérieur ou égal à 6 et inférieur ou égal à 14, de préférence inférieur ou égal à 12, par exemple entre 7 et 10. In the case of a propulsion system 1 comprising a non-ducted fan 2 (Figure 2), for example of the USF type, the reduction ratio GR greater than or equal to 6 and less than or equal to 14, preferably less than or equal to 12 , for example between 7 and 10.
Par ailleurs, un système propulsif 1 présentant un tel rapport GR comprend alors un canal d’entrée 3 dont la pente est plus douce que les moteurs conventionnels. Il en découle une nette amélioration de l’alimentation du compresseur basse pression 4 en réduisant les pertes aérodynamiques dans le canal d’entrée 3, ce qui améliore encore le rendement propulsif du système propulsif 1 . Furthermore, a propulsion system 1 having such a GR ratio then comprises an inlet channel 3 whose slope is smoother than conventional engines. This results in a marked improvement in the supply of the low pressure compressor 4 by reducing the aerodynamic losses in the inlet channel 3, which further improves the propulsion efficiency of the propulsion system 1.
Le mécanisme de réduction 12 comprend au moins une couronne 25 comportant des premiers moyens d’engrènement 26 et au moins un étage de réduction 27 comprenant un ensemble de satellites 28 qui comportent chacun des deuxièmes moyens d’engrènement 29, 29’. Ces premiers et deuxièmes moyens d’engrènement 26, 29, 29’ comprennent, de manière connue en soi, des dents droites ou hélicoïdales présentant un sommet séparées deux à deux par une gorge. Le rayon maximal externe R1 du mécanisme de réduction 12 correspond alors au rayon le plus grand entre : The reduction mechanism 12 comprises at least one ring 25 comprising first engagement means 26 and at least one reduction stage 27 comprising a set of satellites 28 which each comprise second engagement means 29, 29 '. These first and second meshing means 26, 29, 29 'comprise, in a manner known per se, straight or helical teeth having a vertex separated two by two. through a throat. The maximum external radius R1 of the reduction mechanism 12 then corresponds to the largest radius between:
- un rayon de la couronne 25, correspondant à la distance dans un plan radial à l’axe de rotation X entre l’axe de rotation X et le sommet des dents des premiers moyens d’engrènement 26 et - a radius of the crown 25, corresponding to the distance in a radial plane to the axis of rotation X between the axis of rotation X and the top of the teeth of the first engagement means 26 and
- un rayon des satellites 28, correspondant à la distance dans le plan radial entre l’axe de rotation X et le sommet des dents des deuxièmes moyens d’engrènement 29. - a radius of the satellites 28, corresponding to the distance in the radial plane between the axis of rotation X and the top of the teeth of the second meshing means 29.
Par exemple, sur la figure 3, le rayon maximal R1 du mécanisme de réduction 12 correspond au rayon des satellites 28. De même, sur la figure 6, le rayon maximal R1 du mécanisme de réduction 12 correspond au rayon des satellites 28. For example, in Figure 3, the maximum radius R1 of the reduction mechanism 12 corresponds to the radius of the satellites 28. Likewise, in Figure 6, the maximum radius R1 of the reduction mechanism 12 corresponds to the radius of the satellites 28.
Par ailleurs, dans le cas d’un système propulsif 1 comprenant une soufflante 2 carénée, le diamètre D de la soufflante 2 peut être compris entre 105 pouces (266.7 cm) et 135 pouces (342,9 cm). Dans le cas d’un système propulsif 1 comprenant une soufflante 2 non carénée, le diamètre D de la soufflante 2 peut être compris entre 150 pouces (381 cm) et 180 pouces (457,2 cm), par exemple de l’ordre de 167 pouces (424,18 cm). Par diamètre D de soufflante 2, on comprendra ici le double de la distance, dans un plan radial à l’axe de rotation X, mesurée entre l’axe de rotation X et le sommet 30 des aubes de soufflante 11 à l’intersection entre le bord d’attaque 31 et le sommet de l’aube 11 de soufflante. Furthermore, in the case of a propulsion system 1 comprising a ducted fan 2, the diameter D of the fan 2 can be between 105 inches (266.7 cm) and 135 inches (342.9 cm). In the case of a propulsion system 1 comprising a non-ducted blower 2, the diameter D of the blower 2 can be between 150 inches (381 cm) and 180 inches (457.2 cm), for example of the order of 167 inches (424.18 cm). By diameter D of fan 2, here we understand twice the distance, in a plane radial to the axis of rotation X, measured between the axis of rotation X and the top 30 of the fan blades 11 at the intersection between the leading edge 31 and the top of the fan blade 11.
De plus, pour ces diamètres D de soufflante 2, le rapport de compression de la soufflante 2 carénée peut être compris entre 1.04 et 1.29 tandis que le rapport de pression de la soufflante 2 non carénée peut être compris entre 1.01 et 1.025. Le rapport de compression de la soufflante 2 est mesuré ici dans les mêmes conditions que le taux de dilution, c’est-à-dire lorsque le système propulsif 1 est stationnaire en régime de décollage 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. In addition, for these diameters D of fan 2, the compression ratio of the shrouded fan 2 can be between 1.04 and 1.29 while the pressure ratio of the non-shrouded fan 2 can be between 1.01 and 1.025. The fan 2 compression ratio is measured here under the same conditions as the dilution ratio, i.e. when the propulsion system 1 is stationary in take-off speed 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.
Le taux de dilution du système propulsif 1 peut alors être compris entre 10 et 31 dans le cas d’une soufflante 2 carénée et entre 40 et 80 dans le cas d’une soufflante 2 non carénée. The dilution rate of the propulsion system 1 can then be between 10 and 31 in the case of a ducted fan 2 and between 40 and 80 in the case of a non-ducted fan 2.
La vitesse périphérique en tête des aubes de soufflante 11 (c’est-à-dire mesurée au niveau de leur sommet 30) en régime de décollage tel que défini ci-dessus est comprise entre 260 m/s et 330 m/s lorsque la soufflante 2 est carénée et est inférieure à 225 m/s lorsque la soufflante 2 est non carénée. The peripheral speed at the head of the fan blades 11 (that is to say measured at their top 30) in take-off speed as defined above is between 260 m / s and 330 m / s when the blower 2 is ducted and is less than 225 m / s when the blower 2 is not ducted.
Dans une première forme de réalisation illustrée notamment sur la figure 5, le mécanisme de réduction 12 est biétage et épicycloïdal. Le cas échéant, le mécanisme de réduction 12 comprend exactement deux étages de réduction 27, 32. Plus précisément, le mécanisme de réduction 12 comprend : In a first embodiment illustrated in particular in FIG. 5, the reduction mechanism 12 is two-stage and epicyclic. Where appropriate, the reduction mechanism 12 comprises exactly two reduction stages 27, 32. More specifically, the reduction mechanism 12 comprises:
- un pignon solaire 33, centré sur l’axe de rotation X et configuré pour être raccordé en entrée à l’arbre basse pression 10. A cet effet, le pignon solaire 33 comprend une cannelure 34 sur sa surface radiale interne configurée pour coopérer avec une cannelure correspondante formée sur l’extrémité amont 35 de l’arbre basse pression 10. a sun gear 33, centered on the axis of rotation X and configured to be connected at the input to the low pressure shaft 10. For this purpose, the sun gear 33 comprises a spline 34 on its internal radial surface configured to cooperate with a corresponding spline formed on the upstream end 35 of the low pressure shaft 10.
- la couronne 25, coaxiale avec le pignon solaire 33. La couronne 25 est fixe par rapport au carter du système propulsif 1. Typiquement, la couronne 25 peut être montée sur la virole interne du canal d’entrée 3 par l’intermédiaire d’une bride porte-couronne 36. the crown 25, coaxial with the sun gear 33. The crown 25 is fixed relative to the casing of the propulsion system 1. Typically, the crown 25 can be mounted on the internal ferrule of the inlet channel 3 by means of a crown holder flange 36.
- une série de satellites 28, répartis circonférentiellement entre le pignon solaire 33 et la couronne 25. Les satellites 28 sont montés sur un porte-satellites 44 qui est mobile en rotation autour de l’axe de rotation X. Le porte-satellites 44 est solidaire de l’arbre de soufflante 13. a series of satellites 28, distributed circumferentially between the sun gear 33 and the ring gear 25. The satellites 28 are mounted on a planet carrier 44 which is movable in rotation about the axis of rotation X. The planet carrier 44 is integral with the fan shaft 13.
Dans une deuxième forme de réalisation illustrée sur la figure 6, le mécanisme de réduction 12 est biétage et planétaire. Le cas échéant, le mécanisme de réduction 12 comprend exactement deux étages de réduction 27, 32. In a second embodiment illustrated in FIG. 6, the reduction mechanism 12 is two-stage and planetary. Where appropriate, the reduction mechanism 12 comprises exactly two reduction stages 27, 32.
De manière analogue au mécanisme de réduction biétage et épicycloïdal, le mécanisme de réduction 12 biétage et planétaire comprend : Analogously to the two-stage and planetary reduction mechanism, the two-stage and planetary reduction mechanism 12 comprises:
- un pignon solaire 33, centré sur l’axe de rotation X et configuré pour être entraîné en rotation par l’arbre basse pression 10, qui joue le rôle d’un arbre d’entrainement, - a sun gear 33, centered on the axis of rotation X and configured to be driven in rotation by the low pressure shaft 10, which acts as a drive shaft,
- une couronne 25, coaxiale avec le pignon solaire 33, et - a crown 25, coaxial with the sun gear 33, and
- une série de satellites 28 répartis circonférentiellement autour de l’axe de rotation X entre le pignon solaire 33 et la couronne 25, chaque satellite 28 comprenant une première portion 38 engrenée avec le pignon solaire 33 et une deuxième portion 39 engrenée avec la couronne 25. a series of satellites 28 distributed circumferentially around the axis of rotation X between the sun gear 33 and the crown 25, each satellite 28 comprising a first portion 38 meshed with the sun gear 33 and a second portion 39 meshed with the crown 25 .
Toutefois, le mécanisme de réduction étant planétaire, le porte-satellites 44 est fixe par rapport à une partie stator du système propulsif 1 et la couronne 25 est configurée pour entraîner en rotation l’arbre de soufflante 13 autour de l’axe de rotation X. However, the reduction mechanism being planetary, the planet carrier 44 is fixed relative to a stator part of the propulsion system 1 and the ring 25 is configured to drive the fan shaft 13 in rotation around the axis of rotation X .
Quel que soit le type de mécanisme de réduction 12 biétage (i.e. épicycloïdal ou planétaire), chaque satellite 28 est monté mobile en rotation sur le porte-satellites 44 autour d’un axe de révolution 37 respectif, par exemple par l’intermédiaire de paliers lisses. Par ailleurs, chaque satellite 28 est symétrique de révolution par rapport à son axe de révolution 37 et comporte deux portions 38, 39 de diamètre différent. Chaque portion 38, 39 des satellites 28 forme ainsi un étage du mécanisme de réduction 12. Whatever the type of two-stage reduction mechanism 12 (ie epicyclic or planetary), each satellite 28 is rotatably mounted on the planet carrier 44 about a respective axis of revolution 37, for example by means of bearings smooth. Furthermore, each satellite 28 is symmetrical of revolution with respect to its axis of revolution 37 and comprises two portions 38, 39 of different diameter. Each portion 38, 39 of the satellites 28 thus forms a stage of the reduction mechanism 12.
Plus précisément, la première portion 38 de chaque satellite 28 est cylindrique de révolution par rapport à son axe de révolution 37 et présente une surface radiale externe configurée pour coopérer avec la surface radiale externe du pignon solaire 33. Pour cela, la surface externe de cette première portion 38 comprend une première série de dents 29 configurées pour engrener des dents 34’ du pignon solaire 33. La deuxième portion 39 de chaque satellite 28 est cylindrique de révolution par rapport à son axe de révolution 37 et présente une surface radiale externe configurée pour coopérer avec la surface radiale interne de la couronne 25. Pour cela, la surface externe de cette deuxième portion 39 comprend une deuxième série de dents 29’ configurées pour engrener les dents 26 de la couronne 25. More precisely, the first portion 38 of each satellite 28 is cylindrical of revolution with respect to its axis of revolution 37 and has an external radial surface configured to cooperate with the external radial surface of the sun gear 33. For this, the external surface of this first portion 38 comprises a first series of teeth 29 configured to mesh with teeth 34 'of sun gear 33. The second portion 39 of each satellite 28 is cylindrical of revolution relative to its axis of revolution 37 and has an external radial surface configured to cooperate with the internal radial surface of the ring 25. For this, the external surface of this second portion 39 comprises a second series of teeth 29 'configured to mesh with the teeth 26 of the crown 25.
La première portion 38 et la deuxième portion 39 de chaque satellite 28 sont monobloc. Par exemple, la première portion 38 et la deuxième portion 39 d’un même satellite 28 peuvent être formées intégralement et en une seule pièce (monolithique). En variante, la première portion 38 et la deuxième portion 39 d’un même satellite 28 peuvent être assemblées. The first portion 38 and the second portion 39 of each satellite 28 are in one piece. For example, the first portion 38 and the second portion 39 of the same satellite 28 can be formed integrally and in a single piece (monolithic). As a variant, the first portion 38 and the second portion 39 of the same satellite 28 can be assembled.
Par ailleurs, les satellites 28 d’un même mécanisme de réduction 12 sont identiques en forme et en dimension. Furthermore, the satellites 28 of the same reduction mechanism 12 are identical in shape and dimension.
La mise en rotation du pignon solaire 33 par l’arbre basse pression 10 a donc pour effet d’entrainer les satellites 28 en rotation autour de leur axe de révolution 37. Dans le cas d’un mécanisme de réduction 12 épicycloïdal, la deuxième portion 39 des satellites 28 étant engrenée avec la couronne 25, qui est fixe, leur rotation autour de leur axe de révolution 37 a pour effet de mettre en rotation les satellites 28 (avec leur axe de révolution 37 et le porte- satellites 44) autour de l’axe de rotation X. Enfin, l’arbre de soufflante 13 est relié aux deuxièmes portions 39 des satellites 28 de sorte que leur rotation autour de l’axe de rotation X a pour effet d’entrainer le porte-satellites 44 et l’arbre de soufflante 13 en rotation autour de l’axe de rotation X. Dans le cas d’un mécanisme de réduction 12 planétaire, la deuxième portion 39 des satellites 28 étant engrenée avec la couronne 25, qui est mobile en rotation, leur rotation autour de leur axe de révolution 37 a pour effet de mettre en rotation les satellites 28 autour de leur axe de révolution 37 (qui sont fixés sur le porte-satellites 44, qui est fixe par rapport au stator) autour de l’axe de rotation X. Enfin, l’arbre de soufflante 13 est relié à la couronne 25 de sorte que la rotation de la couronne 25 autour de l’axe de rotation X a pour effet d’entrainer le l’arbre de soufflante 13 en rotation autour de l’axe de rotation X. The setting in rotation of the sun gear 33 by the low pressure shaft 10 therefore has the effect of causing the satellites 28 to rotate about their axis of revolution 37. In the case of an epicyclic reduction mechanism 12, the second portion 39 of the satellites 28 being meshed with the crown 25, which is fixed, their rotation around their axis of revolution 37 has the effect of rotating the satellites 28 (with their axis of revolution 37 and the planet carrier 44) around the axis of rotation X. Finally, the fan shaft 13 is connected to the second portions 39 of the planet wheels 28 so that their rotation around the axis of rotation X has the effect of driving the planet carrier 44 and the planet carrier. 'fan shaft 13 in rotation around the axis of rotation X. In the case of a planetary reduction mechanism 12, the second portion 39 of the planet wheels 28 being meshed with the ring 25, which is movable in rotation, their rotation around their axis of revolution 37 has the effect of me to rotate the planet wheels 28 around their axis of revolution 37 (which are fixed to the planet carrier 44, which is fixed relative to the stator) around the axis of rotation X. Finally, the fan shaft 13 is connected to the ring 25 so that the rotation of the ring 25 around the axis of rotation X has the effect of causing the fan shaft 13 to rotate around the axis of rotation X.
Quel que soit le type de mécanisme de réduction 12, la deuxième portion 39 des satellites 28 présente un diamètre différent de leur première portion 38. Afin d’obtenir un rendement propulsif élevé, le diamètre de la deuxième portion 39 est strictement inférieur au diamètre de la première portion 38. C’est en effet la différence de diamètres entre la première portion 38 et la deuxième portion 39 des satellites 28 qui permet d’obtenir des rapports de réduction plus élevés que dans un mécanisme de réduction 12 simple étage, pour un encombrement radial comparable. Il en découle que le diamètre de la première portion 38 et le diamètre de la deuxième portion 39 des satellites 28 peuvent ainsi être dimensionnés de sorte à atteindre un rapport de réduction supérieur ou égal à 4.5 avec un encombrement radial faible, permettant ainsi d’adoucir la pente du canal d’entrée 3. A titre de comparaison, les figures 4a) et 4b) illustrent l’encombrement radial obtenu pour un mécanisme de réduction 12 épicycloïdal simple étage (figure 4b) : couronne 25’, satellites 28’ et pignon solaire 33’, rayon maximal externe R1 ’, rayon moyen R2’ du compresseur basse pression et rayon moyen R3’ de l’entrée 18’ du canal d’entrée 3‘) et un mécanisme de réduction 12 épicycloïdal biétage (figure 4a)), présentant tous les deux un même rapport de réduction. Il ressort de cette comparaison que le mécanisme de réduction 12 présentant l’encombrement radial le plus faible, pour un même rapport de réduction, est le mécanisme de réduction 12 biétage épicycloïdal. Whatever the type of reduction mechanism 12, the second portion 39 of the satellites 28 has a different diameter from their first portion 38. In order to obtain a high propulsive efficiency, the diameter of the second portion 39 is strictly less than the diameter of the first portion 38. It is in fact the difference in diameters between the first portion 38 and the second portion 39 of the satellites 28 which makes it possible to obtain higher reduction ratios than in a single-stage reduction mechanism 12, for a comparable radial size. It follows that the diameter of the first portion 38 and the diameter of the second portion 39 of the satellites 28 can thus be dimensioned so as to achieve a reduction ratio greater than or equal to 4.5 with a small radial bulk, thus making it possible to soften the slope of the inlet channel 3. By way of comparison, FIGS. 4a) and 4b) illustrate the radial size obtained for a single-stage epicyclic reduction mechanism 12 (FIG. 4b): crown 25 ', satellites 28' and sun gear 33 ', maximum external radius R1' , mean radius R2 'of the low pressure compressor and mean radius R3' of the inlet 18 'of the inlet channel 3') and a two-stage epicyclic reduction mechanism 12 (Figure 4a)), both having the same ratio of reduction. It emerges from this comparison that the reduction mechanism 12 having the smallest radial size, for the same reduction ratio, is the epicyclic two-stage reduction mechanism 12.
Toujours à titre de comparaison, la figure 7 illustre l’encombrement radial obtenu pour un mécanisme de réduction 12 planétaire biétage (à gauche sur la figure) et un mécanisme de réduction épicycloïdal simple étage (à droite de la figure), présentant tous les deux un même rapport de réduction. Il ressort de cette comparaison que le mécanisme de réduction présentant l’encombrement radial le plus faible, pour un même rapport de réduction, est le mécanisme de réduction 12 biétage planétaire. De même, on a illustré sur la figure 6 (en pointillés) la forme du canal d’entrée 3’ lorsque le mécanisme de réduction est du type épicycloïdal simple étage (pour le même rapport de réduction). Comme cela ressort clairement sur cette figure 3, la pente du canal d’entrée 3’ est nettement plus importante que celle du canal d’entrée 3 d’un système propulsif 1 comprenant un mécanisme de réduction 12 planétaire biétage, ce qui engendre des pertes aérodynamiques et réduit le rendement propulsif du système propulsif 1 . Still by way of comparison, FIG. 7 illustrates the radial size obtained for a two-stage planetary reduction mechanism 12 (on the left in the figure) and a single-stage epicyclic reduction mechanism (on the right of the figure), both showing the same reduction ratio. It emerges from this comparison that the reduction mechanism having the smallest radial size, for the same reduction ratio, is the planetary two-stage reduction mechanism 12. Likewise, FIG. 6 (dotted lines) shows the shape of the inlet channel 3 ’when the reduction mechanism is of the single-stage epicyclic type (for the same reduction ratio). As can be seen clearly in this FIG. 3, the slope of the inlet channel 3 ′ is markedly greater than that of the inlet channel 3 of a propulsion system 1 comprising a two-stage planetary reduction mechanism 12, which generates losses. aerodynamics and reduces the propulsive efficiency of the propulsion system 1.
En comparaison avec les moteurs de l’art antérieur, le système propulsif 1 présente, pour un rapport de réduction élevé, un mécanisme de réduction 12 d’encombrement plus faible. Il en résulte que la pente du canal d’entrée 3 de la veine primaire en amont du compresseur basse pression 4 est plus douce, ce qui améliore l’alimentation du compresseur basse pression 4 et permet de baisser le rayon du bec de séparation 19, et donc d’améliorer le taux de dilution. En parallèle, un rapport de réduction élevé permet de réduire la vitesse de rotation et le rapport de compression de la soufflante 2 et d’optimiser le dimensionnement de la turbine basse pression 9. Le rendement propulsif du système propulsif 1 est donc amélioré. In comparison with the engines of the prior art, the propulsion system 1 has, for a high reduction ratio, a reduction mechanism 12 of smaller bulk. As a result, the slope of the inlet channel 3 of the primary duct upstream of the low pressure compressor 4 is smoother, which improves the supply to the low pressure compressor 4 and makes it possible to lower the radius of the separation nozzle 19, and therefore improve the dilution rate. At the same time, a high reduction ratio makes it possible to reduce the speed of rotation and the compression ratio of the fan 2 and to optimize the sizing of the low pressure turbine 9. The propulsion efficiency of the propulsion system 1 is therefore improved.
Dans une première forme de réalisation, les dents 26, 29, 29’, 34’ du mécanisme de réduction 12 sont hélicoïdales. In a first embodiment, the teeth 26, 29, 29 ’, 34’ of the reduction mechanism 12 are helical.
Dans cette forme de réalisation, le mécanisme de réduction 12 peut en outre comprendre une butée interne 41 , typiquement un palier à double billes ou une butée hydraulique, interposée entre le pignon solaire 33 et l’arbre de soufflante 13 et configurée pour reprendre les efforts axiaux générés entre l’arbre basse pression 10 et la première portion 38 des satellites 28. Par ailleurs, le système propulsif 1 comprend un palier de butée 42 au niveau de la soufflante 2, interposé entre l’arbre de soufflante 13 et une partie stator (fixe) du système propulsif 1 et configurée pour reprendre non seulement les efforts axiaux générés par la soufflante mais également les efforts axiaux générés entre la deuxième portion 39 des satellites 28 et la couronne 25. In this embodiment, the reduction mechanism 12 may further comprise an internal stop 41, typically a double ball bearing or a hydraulic stop, interposed between the sun gear 33 and the fan shaft 13 and configured to take up the forces. axial generated between the low pressure shaft 10 and the first portion 38 of the satellites 28. Furthermore, the propulsion system 1 comprises a thrust bearing 42 at the level of the fan 2, interposed between the fan shaft 13 and a stator part (fixed) of the propulsion system 1 and configured to take not only the axial forces generated by the fan but also the axial forces generated between the second portion 39 of the satellites 28 and crown 25.
Optionnellement, la forme hélicoïdale des dents 26, 29, 29’, 34’ du mécanisme de réduction 12 permet de limiter les efforts axiaux repris par le palier de butée 42. Le choix des angles d’hélice des dents 26, 29’, 29, 34’ et leur orientation (signe) permet ainsi de compenser les efforts axiaux générés par la soufflante 2 (vers l’amont) et habituellement repris par le palier de butée 42. Par exemple, un angle d’hélice (par rapport à un plan comprenant l’axe de rotation X et l’axe de révolution 37 du satellite 28) des dents 29’ de la deuxième portion 39 de chaque satellite 28 compris entre 10° et 30° permet à l’engrènement entre la couronne 25 et la deuxième portion 39 des satellites 28 de générer des efforts axiaux vers l’aval et de compenser les efforts de traction appliqués par la soufflante 2 à reprendre par le palier de butée 42. La taille du palier de butée 42 au niveau de la soufflante 2 peut donc être réduite grâce à la compensation de l’effort de traction généré par la soufflante 2 par l’effort axial généré par le mécanisme de réduction 12, plus précisément par l’engrènement des dents hélicoïdales de la couronne 25 et de la deuxième portion 39 des satellites 28. Optionally, the helical shape of the teeth 26, 29, 29 ', 34' of the reduction mechanism 12 makes it possible to limit the axial forces taken up by the thrust bearing 42. The choice of the helix angles of the teeth 26, 29 ', 29 , 34 'and their orientation (sign) thus makes it possible to compensate for the axial forces generated by the fan 2 (upstream) and usually taken up by the thrust bearing 42. For example, a helix angle (with respect to a plane comprising the axis of rotation X and the axis of revolution 37 of the satellite 28) of the teeth 29 'of the second portion 39 of each satellite 28 between 10 ° and 30 ° allows the meshing between the ring 25 and the second portion 39 of the satellites 28 to generate axial forces downstream and to compensate for the tensile forces applied by the fan 2 to be taken up by the thrust bearing 42. The size of the thrust bearing 42 at the level of the fan 2 can therefore be reduced thanks to the compensation of the traction force generated by the blower 2 by the axial force generated by the reduction mechanism 12, more precisely by the engagement of the helical teeth of the crown 25 and of the second portion 39 of the planet wheels 28.
Par ailleurs, un angle d’hélice (par rapport à un plan comprenant l’axe de rotation X et l’axe de révolution 37 du satellite 28) des dents 29 de la première portion 38 de chaque satellite 28 compris entre 10° et 30°, de préférence entre 15° et 25°, permet de compenser les efforts au niveau de la butée interne 41 du mécanisme de réduction 12 et donc de réduire les pertes au niveau de cette butée 41. Furthermore, a helix angle (relative to a plane comprising the axis of rotation X and the axis of revolution 37 of the satellite 28) of the teeth 29 of the first portion 38 of each satellite 28 between 10 ° and 30 °, preferably between 15 ° and 25 °, makes it possible to compensate for the forces at the level of the internal stop 41 of the reduction mechanism 12 and therefore to reduce the losses at the level of this stop 41.
On notera en outre que l’utilisation d’un mécanisme de réduction 12 biétage épicycloïdal assouplit le dimensionnement du diamètre de la cannelure de l’arbre basse pression 10. En effet, à iso-encombrement sous le canal d’entrée 3 du système propulsif 1 , l’encombrement radial de la couronne 25 d’un mécanisme de réduction 12 biétage épicycloïdal est réduit, ce qui permet, si besoin, d’augmenter le diamètre de la cannelure de l’arbre basse pression 10. A titre de comparaison, dans le cas d’un mécanisme de réduction simple étage, pour obtenir un rapport de réduction important, il est nécessaire de réduire le diamètre de la cannelure pour respecter l’encombrement radial total du mécanisme de réduction 12 sous le canal d’entrée 3. It will also be noted that the use of a two-stage epicyclic reduction mechanism 12 makes the dimensioning of the diameter of the groove of the low pressure shaft 10 more flexible. In fact, at iso-size under the inlet channel 3 of the propulsion system. 1, the radial size of the crown 25 of a two-stage epicyclic reduction mechanism 12 is reduced, which makes it possible, if necessary, to increase the diameter of the spline of the low pressure shaft 10. By way of comparison, in the case of a single-stage reduction mechanism, to obtain a high reduction ratio, it is necessary to reduce the diameter of the spline in order to respect the total radial size of the reduction mechanism 12 under the inlet channel 3.
Dans une deuxième forme de réalisation, les dents 26, 29, 29’, 34’ du mécanisme de réduction 12 sont droite. Dans cette forme de réalisation, la butée interne 41 est alors optionnelle. In a second embodiment, the teeth 26, 29, 29 ’, 34’ of the reduction mechanism 12 are straight. In this embodiment, the internal stop 41 is then optional.
Le cas échéant, lorsque le système propulsif 1 comprend un mécanisme de changement de pas 43 configuré pour modifier l’angle de calage des aubes de soufflante 11 , les servitudes d’alimentation d’huile pour le mécanisme de changement de pas 43 et la lubrification OTB (acronyme anglais de Oil Transfer Bearing, pour joint hydraulique tournant multi-passage ou transfert d’huile tournant) du mécanisme de réduction 12 sont placés en aval du mécanisme de réduction 12 lorsque celui-ci est de type épicycloïdal. En revanche, lorsque le mécanisme de réduction 12 est du type planétaire, l’OTB peut être placé en amont du mécanisme de réduction 12, comme illustré en figure 6 et comprendre une partie tournante montée (indirectement) sur l’arbre de soufflante 13 et une partie fixe montée sur le porte-satellites 44. Avantageusement, dans cette configuration, seule la portion de l’OTB alimentant les moyens d’actionnement du mécanisme de changement de pas 43 comprend une portion tournante, l’OTB étant alimenté en huile en provenance d’un réservoir d’huile 45 via des canalisations 46 passant par le porte-satellites 44, qui est fixe. Where appropriate, when the propulsion system 1 comprises a pitch change mechanism 43 configured to modify the pitch angle of the fan blades 11, the easements oil supply for the pitch change mechanism 43 and the OTB lubrication (acronym for Oil Transfer Bearing, for multi-passage rotary hydraulic seal or rotary oil transfer) of the reduction mechanism 12 are placed downstream of the reduction mechanism 12 when it is of the epicyclic type. On the other hand, when the reduction mechanism 12 is of the planetary type, the OTB can be placed upstream of the reduction mechanism 12, as illustrated in FIG. 6 and include a rotating part mounted (indirectly) on the fan shaft 13 and a fixed part mounted on the planet carrier 44. Advantageously, in this configuration, only the portion of the OTB supplying the actuating means of the pitch change mechanism 43 comprises a rotating portion, the OTB being supplied with oil in from an oil tank 45 via pipes 46 passing through the planet carrier 44, which is fixed.
Il peut en outre être noté que le montage du mécanisme de réduction 12 biétage épicycloïdal permet de limiter les risques de chocs au montage. En effet, l’ensemble formé par le pignon solaire 33, les satellites 28 et le porte-satellites 44 se monte d’un bloc par l’avant grâce aux dents hélicoïdales 25, 29, 29’, 34’. La couronne 25 est ensuite amenée par l’amont et attachée au système propulsif 1 via la bride porte-couronne 25. A titre de comparaison, dans le cas d’un mécanisme de réduction 12 simple étage, tout le mécanisme de réduction 12 (pignon solaire, satellites, porte-satellites et couronne) doit être monté d’un bloc du fait de la présence de dentures chevrons. L’ensemble est ensuite amené dans le moteur puis fixé à l’aide de la bride porte-couronne. It can also be noted that the assembly of the epicyclic two-stage reduction mechanism 12 makes it possible to limit the risks of impacts during assembly. In fact, the assembly formed by the sun gear 33, the satellites 28 and the planet carrier 44 is mounted in one block from the front thanks to the helical teeth 25, 29, 29 ’, 34’. The crown 25 is then brought upstream and attached to the propulsion system 1 via the crown holder flange 25. By way of comparison, in the case of a single-stage reduction mechanism 12, the entire reduction mechanism 12 (pinion sun, planet gear, planet carrier and ring gear) must be fitted as a unit due to the presence of herringbone teeth. The assembly is then brought into the engine and then secured using the crown holder flange.
Pour des rapports de réduction supérieurs à 8, le mécanisme de réduction 12 biétage offre un meilleur rendement. Les vitesses de glissement entre les dents sont en effet moins élevées que dans un mécanisme de réduction 12 simple étage, ce qui réduit les frottements et donc les pertes. Pour les rapports de réduction plus faibles, le rendement du mécanisme de réduction 12 biétage est comparable à celui d’un mécanisme de réduction 12 simple étage. For reduction ratios greater than 8, the 12 two-stage reduction mechanism offers better efficiency. The sliding speeds between the teeth are in fact lower than in a single-stage reduction mechanism 12, which reduces friction and therefore losses. For lower reduction ratios, the performance of the 12-stage reduction mechanism is comparable to that of a 12-stage single-stage reduction mechanism.

Claims

REVENDICATIONS
1. Système propulsif (1) aéronautique comprenant : un arbre d’entrainement (10) mobile en rotation autour d’un axe de rotation, un compresseur basse pression (4) entraîné en rotation par l’arbre d’entrainement (10), ledit compresseur basse pression (4) présentant un rayon moyen (R2) prédéterminé, un arbre de soufflante (13), une soufflante (2) entraînée en rotation par l’arbre de soufflante (13) un mécanisme de réduction (12) couplant l’arbre d’entrainement (10) et l’arbre de soufflante (13), ledit mécanisme de réduction (12) comprenant un premier étage de réduction (27) entraîné en rotation par l’arbre d’entrainement (10) et un deuxième étage de réduction (32) entraînant en rotation l’arbre de soufflante (13) et présentant un rapport de réduction prédéterminé et un canal d’entrée (3) qui s’étend entre la soufflante (2) et le compresseur basse pression (4), ledit canal d’entrée (3) présentant une entrée (18) adjacente à la soufflante (2) et une sortie (20) opposée à l’entrée (18) et adjacente au compresseur basse pression (4), l’entrée (18) présentant un rayon moyen (R3) prédéterminé, le système propulsif (1 ) étant caractérisé en ce qu’un rapport entre un rayon moyen (R3) du canal d’entrée (3) et le rayon moyen (R2) du compresseur basse pression (4) d’une part, et le rapport de réduction du mécanisme de réduction (12) d’autre part, est strictement inférieur à 0.35, de préférence strictement inférieur à 0.30. 1. Aeronautical propulsion system (1) comprising: a drive shaft (10) movable in rotation about an axis of rotation, a low pressure compressor (4) driven in rotation by the drive shaft (10), said low pressure compressor (4) having a predetermined mean radius (R2), a fan shaft (13), a fan (2) driven in rotation by the fan shaft (13) a reduction mechanism (12) coupling the 'drive shaft (10) and the fan shaft (13), said reduction mechanism (12) comprising a first reduction stage (27) driven in rotation by the drive shaft (10) and a second reduction stage (32) rotating the fan shaft (13) and having a predetermined reduction ratio and an inlet channel (3) which extends between the fan (2) and the low pressure compressor (4) ), said inlet channel (3) having an inlet (18) adjacent to the blower (2) and an outlet (20) opposite to the inlet (18) and ad adjacent to the low pressure compressor (4), the inlet (18) having a predetermined mean radius (R3), the propulsion system (1) being characterized in that a ratio between an average radius (R3) of the inlet channel (3) and the mean radius (R2) of the low pressure compressor (4) on the one hand, and the reduction ratio of the reduction mechanism (12) on the other hand, is strictly less than 0.35, preferably strictly less than 0.30.
2. Système propulsif (1) selon la revendication 1 , dans lequel le mécanisme de réduction (12) présente un rayon maximal externe (R1) et le rayon moyen (R3) du canal d’entrée (3) est au plus égal à la somme du rayon maximal externe (R1 ) et de 300 mm. 2. The propulsion system (1) according to claim 1, wherein the reduction mechanism (12) has a maximum external radius (R1) and the average radius (R3) of the inlet channel (3) is at most equal to the sum of the maximum external radius (R1) and 300 mm.
3. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 ou 2, dans lequel le mécanisme de réduction (12) présente un rayon maximal externe (R1 ) et le rayon moyen (R3) du canal d’entrée (3) est au moins à la somme du rayon maximal externe (R1) et de 100 mm. 3. Propulsion system (1) according to one of claims 1 or 2, wherein the reduction mechanism (12) has a maximum external radius (R1) and the mean radius (R3) of the inlet channel (3) is at least the sum of the maximum external radius (R1) and 100 mm.
4. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel le compresseur basse pression (4) comprend au moins une roue (14) d’aubes mobiles (15) entraînée en rotation par l’arbre d’entrainement (10) et située au niveau de la sortie (20) du canal d’entrée (3), chaque aube (15) de la roue (14) présentant un bord d’attaque (16), un pied (17) et un sommet (18) et le rayon moyen (R2) du compresseur basse pression (4) correspondant à la moyenne des rayons des aubes (15) entre le pied (17) et le sommet (18) des aubes (15) le long de leur bord d’attaque (16). 4. Propulsion system (1) according to one of claims 1 to 3, wherein the low pressure compressor (4) comprises at least one wheel (14) of movable blades (15) driven in rotation by the shaft of the. drive (10) and located at the outlet (20) of the inlet channel (3), each blade (15) of the wheel (14) having a leading edge (16), a foot (17) and a vertex (18) and the mean radius (R2) of the low pressure compressor (4) corresponding to the mean of the radii of the vanes (15) between the root (17) and the apex (18) of the vanes (15) along their leading edge (16).
5. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel le mécanisme de réduction (12) comprend au moins une couronne (25) comprenant des premiers moyens d’engrènement (26) et une pluralité de satellites (28) comprenant des deuxièmes moyens d’engrènement (29), le rayon maximal externe (R1 ) du mécanisme de réduction (12) correspondant au rayon le plus grand entre un rayon de la couronne (25) mesuré dans un plan radial à l’axe de rotation (X), entre l’axe de rotation (X) et un sommet des premiers moyens d’engrènement (26) et un rayon des satellites (28) mesuré dans le plan radial entre l’axe de rotation (X) et un sommet des deuxièmes moyens d’engrènement (29). 5. The propulsion system (1) according to one of claims 1 to 4, wherein the reduction mechanism (12) comprises at least one ring (25) comprising first engagement means (26) and a plurality of satellites ( 28) comprising second meshing means (29), the maximum external radius (R1) of the reduction mechanism (12) corresponding to the largest radius between a radius of the crown (25) measured in a plane radial to the axis of rotation (X), between the axis of rotation (X) and a top of the first engagement means (26) and a radius of the satellites (28) measured in the radial plane between the axis of rotation (X) and a top of the second engagement means (29).
6. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel le rapport de réduction est supérieur ou égal à 4.5. 6. Propulsion system (1) according to one of claims 1 to 5, wherein the reduction ratio is greater than or equal to 4.5.
7. Système propulsif (1 ) selon la revendication 6 comprenant un système propulsif (1 ) non caréné, le rapport de réduction étant supérieur ou égal à 6. 7. The propulsion system (1) according to claim 6 comprising a non-ducted propulsion system (1), the reduction ratio being greater than or equal to 6.
8. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 7, dans lequel le rapport entre le rayon moyen (R3) du canal d’entrée (3) et le rayon moyen (R2) du compresseur basse pression (4) d’une part, et le rapport de réduction du mécanisme de réduction (12) d’autre part, est strictement inférieur à 0.20. 8. Propulsion system (1) according to one of claims 1 to 7, wherein the ratio between the mean radius (R3) of the inlet channel (3) and the mean radius (R2) of the low pressure compressor (4) on the one hand, and the reduction ratio of the reduction mechanism (12) on the other hand, is strictly less than 0.20.
9. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 8, dans lequel le mécanisme de réduction (12) est épicycloïdal ou planétaire. 9. The propulsion system (1) according to one of claims 1 to 8, wherein the reduction mechanism (12) is epicyclic or planetary.
10. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 9, dans lequel le premier étage (27) et le deuxième étage (32) de réduction du mécanisme de réduction (12) comprennent chacun des dents hélicoïdales ou droites. 10. The propulsion system (1) according to one of claims 1 to 9, wherein the first stage (27) and the second stage (32) of the reduction mechanism (12) each comprise helical or straight teeth.
11. Système propulsif (1 ) selon la revendication 10, dans lequel les dents du premier étage de réduction (27) sont hélicoïdales et forment un angle compris entre 10° et 30° avec l’axe de rotation (X), de préférence compris entre 15° et 25°. 11. The propulsion system (1) according to claim 10, wherein the teeth of the first reduction stage (27) are helical and form an angle between 10 ° and 30 ° with the axis of rotation (X), preferably included between 15 ° and 25 °.
12. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 10 ou 11 , dans lequel les dents du deuxième étage de réduction (32) sont hélicoïdales et forment un angle compris entre 10 et 30° avec l’axe de rotation (X). 12. The propulsion system (1) according to one of claims 10 or 11, wherein the teeth of the second reduction stage (32) are helical and form an angle between 10 and 30 ° with the axis of rotation (X). .
13. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 10 à 12, dans lequel les dents du premier étage (27) et du deuxième étage (32) de réduction sont hélicoïdales, le système propulsif (1) comprenant en outre une butée interne (41) interposée entre un pignon solaire (33) du mécanisme de réduction et l’arbre de soufflante (13). 13. The propulsion system (1) according to one of claims 10 to 12, wherein the teeth of the first stage (27) and of the second reduction stage (32) are helical, the propulsion system (1) further comprising a stop internal (41) interposed between a sun gear (33) of the reduction mechanism and the fan shaft (13).
14. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 10 à 13, dans lequel les dents du premier étage (27) et du deuxième étage (32) de réduction sont hélicoïdales, le système propulsif (1) comprenant en outre un palier de butée (42) au niveau de la soufflante (2), ledit palier de butée (42) étant interposé entre l’arbre de soufflante (13) et une partie stator du système propulsif (1 ). 14. The propulsion system (1) according to one of claims 10 to 13, wherein the teeth of the first stage (27) and of the second reduction stage (32) are helical, the propulsion system (1) further comprising a bearing thrust bearing (42) at the level of the fan (2), said thrust bearing (42) being interposed between the fan shaft (13) and a stator part of the propulsion system (1).
15. Aéronef comprenant un système propulsif (1) aéronautique selon l’une des revendications 1 à 14. 15. Aircraft comprising an aeronautical propulsion system (1) according to one of claims 1 to 14.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5010729A (en) * 1989-01-03 1991-04-30 General Electric Company Geared counterrotating turbine/fan propulsion system
US9169781B2 (en) * 2012-01-31 2015-10-27 United Technologies Corporation Turbine engine gearbox
US20130192198A1 (en) * 2012-01-31 2013-08-01 Lisa I. Brilliant Compressor flowpath
US8720306B2 (en) * 2012-01-31 2014-05-13 United Technologies Corporation Turbine engine gearbox
US8863491B2 (en) * 2012-01-31 2014-10-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine shaft bearing configuration
US10287917B2 (en) * 2013-05-09 2019-05-14 United Technologies Corporation Turbofan engine front section
EP3008323B1 (en) * 2013-05-09 2021-11-10 Raytheon Technologies Corporation Turbofan engine front section
US20160230674A1 (en) * 2015-02-09 2016-08-11 United Technologies Corporation Gear reduction for lower thrust geared turbofan
GB201518227D0 (en) * 2015-10-15 2015-12-02 Rolls Royce Plc A geared gas turbine engine
US10669948B2 (en) * 2017-01-03 2020-06-02 Raytheon Technologies Corporation Geared turbofan with non-epicyclic gear reduction system
GB201704173D0 (en) * 2017-03-16 2017-05-03 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
FR3069291B1 (en) * 2017-07-24 2019-12-13 Safran Aircraft Engines SUPPLY DUCT FOR A COMPRESSOR OF A TURBOMACHINE
GB201712993D0 (en) * 2017-08-14 2017-09-27 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
GB201812553D0 (en) * 2018-08-01 2018-09-12 Rolls Royce Plc Gas turbine engine

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