EP4638924A1 - Amélioration du comportement dynamique de l'arbre d'entrainement d'une soufflante d'un système propulsif aéronautique - Google Patents

Amélioration du comportement dynamique de l'arbre d'entrainement d'une soufflante d'un système propulsif aéronautique

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Publication number
EP4638924A1
EP4638924A1 EP23841305.8A EP23841305A EP4638924A1 EP 4638924 A1 EP4638924 A1 EP 4638924A1 EP 23841305 A EP23841305 A EP 23841305A EP 4638924 A1 EP4638924 A1 EP 4638924A1
Authority
EP
European Patent Office
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propulsion system
shaft
turbine
millimeters
drive shaft
Prior art date
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Pending
Application number
EP23841305.8A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Didier René André Escure
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
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Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of EP4638924A1 publication Critical patent/EP4638924A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/107—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with two or more rotors connected by power transmission

Definitions

  • TITLE Improvement of the dynamic behavior of the drive shaft of a fan of an aeronautical propulsion system
  • the present application generally concerns the field of propulsion systems, and more particularly aeronautical propulsion systems comprising a ducted or non-ducted fan and having a dilution rate that is high, or even very high.
  • a propulsion system generally comprises, from upstream to downstream in the direction of gas flow, a fan section, a compressor section which may include a low pressure compressor and a high pressure compressor, a combustion chamber and a combustion section.
  • turbine which may include in particular a high pressure turbine and a low pressure turbine.
  • the high pressure compressor is rotated by the high pressure turbine via a high pressure shaft.
  • the fan and, where applicable, the low pressure compressor are rotated by the low pressure turbine via a low pressure shaft.
  • propulsion systems have been proposed having a BPR dilution ratio (bypass ratio in English, corresponding to the ratio between the flow rate of the secondary air flow and the flow rate of the primary air flow) high.
  • BPR dilution ratio bypass ratio in English, corresponding to the ratio between the flow rate of the secondary air flow and the flow rate of the primary air flow
  • the fan section can be decoupled from the low pressure turbine, thus making it possible to independently optimize their respective rotation speed.
  • decoupling is achieved using a reduction mechanism placed between the upstream end of the low pressure shaft and a rotor of the fan section. The rotor of the fan section is then driven by the low pressure shaft via the reduction mechanism at a lower rotation speed than the low pressure shaft.
  • the current trend is to increase the overall compression ratio of the propulsion system, which corresponds to the ratio between the pressure at the outlet of the high pressure compressor and the pressure at the inlet of the fan. This makes it possible to increase the inlet pressure of the gases of the combustion chamber, and therefore to further improve the overall efficiency of the propulsion system.
  • the increase in the overall compression ratio therefore requires increasing the compression ratio of the high pressure compressor and/or the low pressure compressor, all the more so as at the same time we seek to reduce the compression ratio of the blower for the reasons explained above.
  • One of the consequences is that the torque to be transmitted by the low pressure shaft to the reduction mechanism is reduced in comparison with a direct drive propulsion system.
  • the low pressure shaft can therefore have a smaller diameter, which facilitates the integration of the high pressure body into the propulsion system.
  • One aim of this application is to optimize the propulsion system in order to increase its efficiency while controlling the dynamic behavior of the fan rotor drive shaft.
  • an aeronautical propulsion system comprising:
  • a drive turbine configured to drive the fan rotor via a drive shaft around an axis of rotation
  • a limiting speed of the drive shaft respects the following formula: r XN > A * * 10 5 where: XN is the limit speed of the drive shaft, in revolutions per minute (rpm);
  • Rnb is an average radius of the rear bearing closest to the front bearing, in millimeters (mm); and di is a distance between a center of gravity of the front bearing and a center of gravity of the rear bearing closest to the front bearing, in millimeters (mm); And
  • each bearing is associated with a bearing mode damper
  • - bearing mode dampers include pressurized fluid film damping
  • the bearing mode dampers comprise a deformable cage mounted between a ring of each bearing and a stator part of the propulsion system;
  • the bearings include an additional front bearing extending upstream of the front bearing;
  • the bearings include at least one front bearing and exactly two rear bearings;
  • the propulsion system further comprises an additional turbine configured to drive an additional compressor via an additional shaft, the additional shaft being configured to rotate at a higher speed than the drive shaft around the axis of rotation, the additional turbine being two-stage;
  • R ma E * L HP 2 * XN * 10“ 9 + F 2
  • R m _a is the average radius of the bore of the additional turbine in millimeters (mm)
  • LHP is a distance between an additional compressor inlet and an additional turbine outlet in millimeters (mm)
  • Dg is the diameter of the fan rotor in millimeters, measured in a plane normal to the axis of rotation at an intersection between a vertex and a leading edge of the blades of the fan rotor
  • BPR is the propulsion system dilution rate and is measured when the propulsion system is stationary in takeoff regime in a standard atmosphere and at sea level
  • T e is the inlet temperature of the drive turbine when the propulsion system is stationary in take-off mode in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in degrees Celsius (°C)
  • Tref 273 K
  • n is the number of stages in the additional turbine and the additional compressor
  • GAMMA is the adiabatic coefficient of air
  • an average radius of the bore of the additional turbine (7) is at least equal to:
  • R ma G * FN * BPR * 10“ 4 + H
  • R m _a is the average radius of the bore of the additional turbine in millimeters (mm)
  • FN is the fan rotor thrust measured when the propulsion system is stationary at takeoff in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in Newton (N)
  • BPR is the propulsion system dilution rate and is measured when the propulsion system is stationary in takeoff regime in a standard atmosphere and at sea level
  • an average radius of the bore of the high pressure turbine (7) is at most equal to:
  • R m _a is the average radius of the bore of the additional turbine in millimeters (mm)
  • FN is the fan rotor thrust measured when the propulsion system is stationary at takeoff in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in Newton (N)
  • BPR is the propulsion system dilution rate and is measured when the propulsion system is stationary in takeoff regime in a standard atmosphere and at sea level
  • the average radius of the bore of the additional turbine is at most equal to 300 mm;
  • the additional compressor (5) comprises at least eight stages and at most eleven stages;
  • the drive turbine (8) comprises at least three stages and at most five stages; a reduction rate of the reduction mechanism is greater than or equal to 2.5 and less than or equal to 11.
  • an aircraft comprising at least one propulsion system according to the first aspect fixed to the aircraft via a mast.
  • a method for sizing or manufacturing a propulsion system comprising a reduction mechanism coupling a drive shaft and a fan rotor to drive the fan rotor at a speed lower than a speed of the drive shaft, and bearings configured to center the drive shaft relative to the axis of rotation, the bearings comprising a front bearing extending upstream of a combustion chamber of the propulsion system and two rear bearings extending downstream of the combustion chamber, the propulsion system being dimensioned so that a limit speed of the drive shaft respects the following formula: 10 5 where: XN is the limit speed of the drive shaft, in revolutions per minute (rpm);
  • Rnb is an average radius of the rear bearing closest to the front bearing, in millimeters (mm); and di is a distance between a center of gravity of the front bearing and a center of gravity of the rear bearing closest to the front bearing, in millimeters (mm); And
  • the propulsion system further comprises an additional turbine configured to drive a compressor via an additional shaft, the additional shaft being configured to rotate at a higher speed than the drive shaft around the axis of rotation, an average radius of a bore of the additional turbine is an average radius of a bore of the additional turbine respects the following formula:
  • the propulsion system further comprises an additional turbine (7) configured to drive a compressor via an additional shaft, the additional shaft being configured to rotate at a higher speed than the drive shaft around of the axis of rotation, an average radius of a bore of the additional turbine is an average radius of a bore of the additional turbine respects the following formula:
  • R m _a EU Hf S XN * 10 9 + F 2
  • R m _a EU Hf S XN * 10 9 + F 2
  • R m _a EU Hf S XN * 10 9 + F 2
  • the propulsion system further comprises an additional turbine configured to drive a compressor via an additional shaft, the additional shaft being configured to rotate at a higher speed than the drive shaft around the axis of rotation, an average radius of a bore of the additional turbine respects the following formula: . 2
  • D9 is the diameter of the fan rotor in millimeters (mm), measured in a plane normal to the axis of rotation at an intersection between a vertex and a leading edge of the blades of the fan rotor;
  • BPR is the propulsion system dilution rate and is measured when the propulsion system is stationary in takeoff regime in a standard atmosphere and at sea level;
  • T e is the inlet temperature of the drive turbine when the propulsion system is stationary in take-off mode in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in degrees Celsius (°C);
  • T re f 273 K;
  • n is the number of stages in the additional turbine and the additional compressor;
  • the propulsion system further comprises an additional turbine configured to drive a compressor via an additional shaft, the additional shaft being configured to rotate at a higher speed than the drive shaft around the axis of rotation, an average radius of the bore of the additional turbine being at least equal to:
  • R ma G * FN * BPR * 10“ 4 + H
  • R m _a is the average radius of the bore of the additional turbine in millimeters (mm)
  • FN is the fan rotor thrust measured when the propulsion system is stationary at takeoff in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in Newton (N)
  • BPR is the propulsion system dilution rate and is measured when the propulsion system is stationary in takeoff regime in a standard atmosphere and at sea level
  • the propulsion system further comprises an additional turbine configured to drive a compressor via an additional shaft, the additional shaft being configured to rotate at a higher speed than the drive shaft around the axis of rotation, an average radius of the bore of the high pressure turbine being at most equal to:
  • R m _a is the average radius of the bore of the additional turbine in millimeters (mm)
  • FN is the fan rotor thrust measured when the propulsion system is stationary at takeoff in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in Newton (N)
  • BPR is the propulsion system dilution rate and is measured when the propulsion system is stationary in takeoff regime in a standard atmosphere and at sea level
  • a method of manufacturing an aeronautical propulsion system comprising the following steps: sizing the aeronautical propulsion system in accordance with the sizing method according to the third aspect; and manufacture the aeronautical propulsion system.
  • Figure 1 is a schematic, partial and sectional view of an example of a propulsion system conforming to a first embodiment, in which the fan section is streamlined;
  • Figure 2 is a schematic, partial and sectional view of an example of a propulsion system conforming to a first embodiment, in which the fan section is non-ducted;
  • Figure 3 is a schematic sectional view of an example of a reduction mechanism according to a first variant
  • Figure 4 is a schematic sectional view of an example of an epicyclic reduction mechanism according to a second variant
  • Figure 5 is an example of an aircraft that may comprise at least one propulsion system conforming to the first or second embodiment
  • Figure 6 is a flowchart illustrating examples of steps of a sizing or manufacturing process according to one embodiment.
  • a propulsion system 1 has a main direction extending along a longitudinal axis and a primary body 3, often called a “gas generator”, comprising a compressor section 4, 5, a combustion chamber 6 and a turbine section 7, 8.
  • the propulsion system 1 is here an aeronautical propulsion system 1 configured to be fixed on an aircraft 100 via a pylon (or mast).
  • the compressor section 4, 5 comprises a succession of stages each comprising a moving blade wheel (rotor) 4a, 5a rotating in front of a fixed blade wheel (stator) 4b, 5b.
  • the turbine section 7, 8 also comprises a succession of stages each comprising a fixed blade wheel (stator) 7b, 8b behind which turns a movable blade wheel (rotor) 7a, 8a.
  • the axial direction corresponds to the direction of the longitudinal axis X, in correspondence with the rotation of the shafts of the gas generator, and a radial direction is a direction perpendicular to this axis X and passing through it.
  • the circumferential (or lateral, or even tangential) direction corresponds to a direction perpendicular to the longitudinal axis X and not passing through it.
  • internal (respectively, interior) and external (respectively, exterior), respectively, are used with reference to a radial direction such that the internal part or face of an element is closer to the X axis than the part or external face of the same element.
  • an air flow F entering the propulsion system 1 is divided between a primary air flow F1 and a secondary air flow F2, which flow from upstream to downstream in the propulsion system 1.
  • the secondary air flow F2 (also called “bypass air flow”) flows around the primary body 3.
  • the secondary air flow F2 makes it possible to cool the periphery of the primary body 3 and serves to generate the major part of the thrust provided by the propulsion system 1.
  • the primary air flow F1 flows in a primary vein inside the primary body 3, passing successively through the compressor section 4, 5, the combustion chamber 6 where it is mixed with fuel to serve oxidizer, and the turbine section 7, 8.
  • the passage of the primary air flow F1 through the turbine section 7, 8 receiving energy from the combustion chamber 6 causes a rotation of the rotor of the combustion section.
  • the compressor section 4, 5 may comprise a low pressure compressor 4 and a high pressure compressor 5.
  • the turbine section 7, 8 may comprise a high pressure turbine 7 and a low pressure turbine 8.
  • the rotor of the high pressure compressor 5 is rotated by the rotor the high pressure turbine 7 via a high pressure shaft 10.
  • the rotor of the low pressure compressor 4 and the rotor part 9 of the fan section 2 are rotated by the rotor of the low pressure turbine 8 via a low pressure shaft 11.
  • the primary body 3 comprises a high pressure body comprising the high pressure compressor 5, the high pressure turbine 7 and the high pressure shaft 10, and a low pressure body including the blower section 2, the low pressure compressor 4, the low pressure turbine 8 and the low pressure shaft 11.
  • the turbine section 7, 8 further comprises an intermediate turbine, positioned between the high pressure turbine 7 and the low pressure turbine 8 and configured to drive the rotor of the low pressure compressor 4 by the intermediate of an intermediate shaft.
  • the fan rotor 9 and the high pressure compressor rotor 5 remain driven by the low pressure shaft 11 and the high pressure shaft 10, respectively.
  • the low pressure shaft 11 is generally housed, over a section of its length, in the high pressure shaft 10 and is coaxial with the high pressure shaft 10.
  • the low pressure shaft 11 and the high pressure shaft 10 can be co-rotating, that is to say being driven in the same direction around the longitudinal axis driven in opposite directions around the longitudinal axis can be co-rotating or contra-rotating.
  • the fan section 2 comprises at least the fan rotor 9 capable of being rotated relative to a stator part of the propulsion system 1 by the turbine section 7, 8.
  • Each fan rotor 9 comprises a hub 13 and blades 14 extending radially from the hub 13.
  • the blades 14 of each rotor 9 can be fixed relative to the hub 12 or have a variable pitch.
  • the foot of the blades 14 of each rotor 9 is pivotally mounted along a pitch axis and is connected to a pitch change mechanism 15 mounted in the propulsion system 1, the pitch being adjusted according to the flight phases by a pitch change mechanism 15.
  • the pitch change mechanism 15 is illustrated in broken lines in Figure 1 to show that this characteristic is optional.
  • the fan section 2 may further comprise a fan stator 16, or rectifier, which comprises vanes 17 mounted on a hub 18 of the fan stator 16 and has the function of straightening the secondary air flow F2 which flows at the outlet of the fan rotor 9.
  • the blades 17 of the fan stator 16 can be fixed relative to the hub 18 or have variable timing.
  • the foot of the stator blades 17 is pivotally mounted along a timing axis pitch being adjusted according to the flight phases by the pitch change mechanism.
  • the diameter Dg of the fan rotor can then be between 80 inches (203.2 cm) and 185 inches (469.9 cm) inclusive.
  • the diameter Dg is for example between 85 inches (215.9 cm) and 120 inches (304.8 cm) inclusive, for example of the order of 90 inches (228.6 cm).
  • the diameter Dg is for example greater than or equal to 100 inches (254 cm), for example between 120 inches (304.8 cm) and 156 inches (396.2 cm).
  • the diameter of the fan rotor 9 is measured here in a plane normal to the axis in meters. Note that Figures 1 and 2 being partial views, the diameter Dg is only partially visible.
  • the fan rotor 9 further comprises at least twelve blades 14 and at most twenty-four blades 14, for example at least sixteen blades 14 and at most twenty-two blades 14.
  • the number of blades 16 in the fan stator 17 depends on the acoustic criteria defined for the propulsion system 1 and is at least equal to the number of blades 14.
  • the propulsion system 1 has a high dilution rate (bypass ratio).
  • high dilution rate we will understand here a dilution rate greater than or equal to 10, for example between 10 and 80 inclusive.
  • the mass flow rate of the secondary air flow F2 and the mass flow rate of the primary air flow F1 are measured when the propulsion system 1 is stationary, uninstalled, in take-off mode in a standard atmosphere (as defined by the International Civil Aviation Organization (ICAO) manual, Doc 7488/3, 3rd edition) and at sea level (conditions known as SLS, for Seal Level Standard).
  • IAO International Civil Aviation Organization
  • the parameters are systematically determined under these conditions.
  • the measurements are carried out when the propulsion system 1 is in a test bench (and not installed on an aircraft 100), the measurements then being simpler to carry out.
  • the distances are on the other hand measured at ambient temperature (approximately 20°C) when the propulsion system 1 is cold, that is to say when the propulsion system has been stopped for a period sufficient so that the parts of the propulsion system are at ambient temperature.
  • the fan rotor 9 is decoupled from the low pressure shaft 11 using a reduction mechanism 19, placed between an upstream end of the low pressure shaft 11 and the fan rotor 9, in order to independently optimize their respective rotation speed.
  • the propulsion system 1 further comprises an additional shaft, called the fan shaft 20.
  • the low pressure shaft 11 connects the low pressure turbine 8 to an inlet of the reduction mechanism 19 while the fan shaft 20 connects the output of the reduction mechanism 19 to the fan rotor 9.
  • the fan rotor 9 is therefore driven by the low pressure shaft 11 via the reduction mechanism 19 and the fan shaft 20 at a rotation speed lower than the rotation speed of the low pressure turbine 8.
  • the overall efficiency of the propulsion systems is conditioned to the first order by the propulsion efficiency, which is favorably influenced by a minimization of the variation in kinetic energy of the air as it passes through the propulsion system 1.
  • the propulsion efficiency is favorably influenced by a minimization of the variation in kinetic energy of the air as it passes through the propulsion system 1.
  • most of the flow generating the propulsive effort is constituted by the secondary air flow F2 of the propulsion system 1, the kinetic energy of the secondary air flow F2 being mainly affected by the compression that the secondary air flow F2 undergoes when crossing the fan section 2.
  • the pressure ratio of the fan which corresponds to the ratio between the average pressure at the outlet of the fan stator 17 (or, in the absence of a stator, of the fan rotor 9 ) and the average pressure at the inlet of the fan rotor 9 is less than or equal to 1.70, for example less than or equal to 1.50, for example between 1.05 and 1.45.
  • the average pressures are measured here over the height of the blade 14 (from the surface which radially delimits inside the flow vein at the inlet of the fan rotor 9 to the top 21 of the fan blade 14).
  • the propulsion system 1 is configured to provide a thrust of between 18,000 Ibf (80,068 N) and 51,000 Ibf (22,2411 N), for example between 20,000 Ibf (88,964 N) and 35,000 Ibf (15,5688 N).
  • the fan section 2 can be ducted or not ducted.
  • the fan section 2 comprises a fan casing 12 and the fan rotor 9 is housed in the fan casing 12.
  • a streamlined fan section 2 comprises a fan rotor 9 extending upstream of a fan stator.
  • the blades of the fan stator are then generally called outlet blades (“Outlet Guide Vane” or “OGV” in English) and have a fixed setting relative to the hub of the fan stator.
  • the dilution ratio of the propulsion system 1 is for example greater than or equal to 10, for example between 10 and 35 inclusive, for example between 10 and 18 inclusive.
  • the peripheral speed at the top 21 of the blades of the fan rotor 9 can also be between 260 m/s and 400 m/s.
  • the blades 14 of the fan rotor 9 can be fixed or have variable pitch.
  • the fan pressure ratio can then be between 1.20 and 1.45.
  • a non-ducted fan section 2 the fan section 2 is not surrounded by a fan casing.
  • the fan section 2 being non-ducted, the blades 14 of the fan rotor 9 have a variable pitch.
  • Propulsion systems comprising at least one unducted fan rotor 9 are known by the English terms “open rotor” or “unducted fan”.
  • the propulsion system 1 may comprise two fan rotors 9 which are non-ducted and counter-rotating.
  • Such a propulsion system 1 is known by the English acronym CROR for “Contra-Rotating Open Rotor” (contra-rotating open rotor in French) or UDF for “Unducted Double Fan” (unducted double fan in French).
  • the fan rotor(s) 9 can be placed at the rear of the primary body 3 so as to be of the pusher type or at the front of the primary body 3 so as to be of the tractor type.
  • the propulsion system 1 may comprise a single non-ducted fan rotor 9 and an non-ducted fan stator 16 (rectifier).
  • a propulsion system 1 is known by the English acronym USF for “Unducted Single Fan”.
  • USF Unducted Single Fan
  • the blades 17 of the rectifier 16 are fixed in rotation relative to the axis X of rotation of the upstream fan rotor 9 and therefore do not undergo centrifugal force.
  • the blades 17 of the rectifier 16 are also variable in pitch.
  • the removal of the fairing around the fan section 2 makes it possible to increase the dilution rate very significantly without the propulsion system 1 being penalized by the mass of the casings or nacelles intended to surround the fan section 2.
  • the rate dilution of the propulsion system 1 comprising a non-ducted fan section 2 is thus greater than or equal to 40, for example between 40 and 80 inclusive.
  • the peripheral speed at the top 21 of the blades 14 of the fan rotor(s) 9 can also be between 210 m/s and 260 m/s.
  • the fan pressure ratio can then be comprised for example between 1.05 and 1.20.
  • the reduction mechanism 19 may comprise for example a reduction mechanism with an epicyclic gear train, for example of the "epicyclic” or “planetary” type according to the terminology sometimes encountered by those skilled in the art, single-stage or two-stage.
  • the reduction mechanism 19 can be of the planetary type (“star” in English) ( Figure 3) and comprise a sun pinion 19a (input of the reduction mechanism 19), centered on an axis X of rotation of the mechanism reduction gear 19 (generally confused with the longitudinal axis rotation of the fan shaft 20 around the axis X of rotation, and a series of satellites 19c distributed circumferentially around the axis sun pinion 19a and externally with the crown 19b.
  • the series of satellites 19c is mounted on a planet carrier 19d which is fixed relative to a stator part 19e of the propulsion system 1, for example relative to a casing of the compressor section 4, 5.
  • the reduction mechanism 19 can be of the planetary type ( Figure 4), in which case the crown 19b is fixedly mounted on the stator part 19e of the propulsion system 1 and the fan shaft 20 is rotated by the satellite carrier 19d (which is therefore mobile in rotation with respect to a stator part 19e of the propulsion system 1, for example with respect to a casing of the compressor section 4, 5).
  • the diameter of the ring gear 19b and of the planet carrier 19d are greater than the diameter of the sun pinion 19a, so that the rotation speed of the fan rotor 9 is lower than the rotation speed of the low pressure shaft 11.
  • the reduction rate of the reduction mechanism 19 is greater than or equal to 2.5 and less than or equal to 11.
  • the reduction rate can be greater than or equal to 2.7 and less than or equal to 6.0, typically around 3.0.
  • the reduction rate can be between 9.0 and 11.0.
  • the low pressure shaft 11 is supported by three or four bearings 11a, 11 b and/or 11c, in order to better control the modes of deformation of the low pressure shaft 1 and possibly move the modes of deformation of the low pressure shaft 11 in transient regime of the propulsion system 1, with safety margins compared to stabilized regimes.
  • the Applicant realized that the position of the bearings 11a-11c of the low pressure shaft 11 could have an influence on the modes of deformation of the low pressure shaft 11.
  • the low pressure shaft can thus comprise one or two front bearings 11a, which extend upstream of the combustion chamber 6, and two rear bearings 11 b, 11c, which extend downstream of the combustion chamber 6.
  • a first front bearing 11a can be mounted on the one hand on the low pressure shaft 11 and on the other hand on an inlet casing 26 of the propulsion system 1, which extends between the fan rotor 9 and the low pressure compressor 4.
  • a second bearing front can be mounted on the one hand on the low pressure shaft 11 and on the other hand on an inter-compressor casing 23 (or intermediate casing) of the propulsion system 1, i.e.
  • a first rear bearing 11 b can be mounted on the one hand on the low pressure shaft 11 and on the other hand on the inter-turbine casing 24 (that is to say on the casing extending between the turbine. high pressure 7 and the low pressure turbine 8), upstream of the low pressure turbine 8.
  • the first rear bearing 11 b can be mounted on the exhaust casing 27, which extends immediately downstream of the turbine low pressure 8.
  • the first rear bearing 11 b extends downstream of the bearing 12b most downstream of the high pressure shaft 10.
  • the second rear bearing 11 c can be mounted on the exhaust casing 27. If necessary , the first and second rear bearings 11b, 11c can be mounted on the same cylindrical shell, which is itself fixed on the exhaust casing 27.
  • the inlet casing 26, the intermediate casing 23, the exhaust casing 27 and, where applicable, the inter-turbine casing 24 form structural casings of the propulsion system 1 through which the forces generated by the propulsion system 1 pass.
  • the decoupling of the low pressure shaft 11 and the fan rotor 9 thanks to the reduction mechanism 19 makes it possible to obtain an efficient propulsion system 1 whose fan pressure ratio is less than 1.45. Consequently, the quantity of energy necessary to drive the fan rotor 9 is reduced so that the inlet flow of the high pressure compressor 5 and therefore the high pressure compressor inlet section 5 can be reduced. This, however, has the consequence of limiting the space available for the low pressure shaft 11 (since the low pressure shaft 11 is housed within the high pressure shaft 10).
  • the reduction in the flow rate in the high pressure compressor 5 also has the effect of reducing the flow rate in the low pressure turbine 8, which makes it possible to increase the speed of rotation of the low pressure shaft 11 and to reduce the torque. transmitted by the low pressure shaft 11 and its diameter.
  • reducing the diameter of the low pressure shaft 1 requires optimizing the dynamic behavior of the low pressure shaft 11 to prevent it from becoming more supercritical.
  • the propulsion system 11 is dimensioned so that a limit speed of the drive shaft 11 respects the following formula:
  • Rnb is an average radius of the rear bearing 11 b closest to the front bearing 11a, in millimeters (mm); and di is the distance between the center of gravity Gna of the front bearing 1 1a and a center of gravity Giib of the rear bearing 11 b closest to the front bearing 1 1a, in millimeters (mm); And
  • the speed limit corresponds to the maximum rotation speed when the propulsion system is healthy (and potentially at the end of its life). It is therefore likely to be reached by the low pressure shaft 1 1 in flight conditions.
  • This speed limit is part of the data declared in the engine certification (“type certificate data sheet” in English). Indeed, this rotation speed is usually used as a reference speed for the sizing of propulsion systems 1 and in certain certification tests (such as blade loss or rotor integrity tests).
  • the average radius Rnb of the rear bearing 11 b corresponds to the distance, measured in a plane normal to the longitudinal axis X, between the axis X and the center of gravity Gnb of the rear bearing 11 b the closest to the front bearing 11a, that is to say the most upstream (respectively the center of gravity Gna of the rear bearing 11a).
  • a bearing comprises an outer ring and an inner ring which are coaxial as well as bearings (balls, rollers, etc.) mounted between the inner ring and the outer ring and configured to allow relative movement of the inner ring relative to the outer ring.
  • the internal ring is mounted on the low pressure shaft 11 and rotated by the low pressure shaft 11; the outer ring is mounted on a stator part (inlet casing 26, inter-compressor casing 23, inter-turbine casing 24, exhaust casing 27, etc.) of the propulsion system 1.
  • the center of gravity of a bearing then corresponds to the center of gravity of the assembly formed by the internal ring, the external ring and the bearings.
  • the distance di is measured between the front bearing 11a closest to the combustion chamber 6 (i.e. the front bearing 11a furthest downstream) and the rear bearing 11 b closest to the combustion chamber 6 (i.e. the rear bearing 11 b furthest upstream).
  • the distance di corresponds to the smallest distance between the centers of gravity of the front bearings 11a and the rear bearings 11 b.
  • the first mode of deformation of the low pressure shaft 11 occurs at a transient speed corresponding for example to a speed lower than the idle speed and is therefore not susceptible to damage the propulsion system 1.
  • a transient speed is chosen which only intervenes for a very short time in the operation of the propulsion system 1.
  • the propulsion system is dimensioned so that the critical speed corresponds to a speed intervening only at the start of the start or at the end of the stopping of the propulsion system 1, such as a speed lower than the idle speed or higher than the idle speed but outside a regular operating range or in a very little used and transient operating range during the operation of the propulsion system 1.
  • the low pressure shaft 11 therefore remains supercritical but its dynamic situation is controlled.
  • the limiting speed XN of the low pressure shaft 11 can typically be between 8,500 rpm and 12,000 rpm, for example between 9,000 rpm and 11,000 rpm.
  • the geometry of the shaft impacts the design of the high pressure body, since the low pressure shaft 11 passes through the high pressure shaft 10 and constrains the bore radius of the high pressure turbine 7. Additionally, the variations in internal shape allowing an increase in the critical speed of the low pressure shaft 11 are limited by the manufacturing constraints of the low pressure shaft 11. 2.
  • the material of the low pressure shaft 11 (effect of the Young's modulus/density ratio). Conventionally, steels are used with low variations in Young's modulus. Alternatively, the low pressure shaft 11 can also be made from metal matrix composite materials, which have a significantly higher Young's modulus/density ratio but a lower torque passing capacity at interfaces than conventional steels.
  • the bearings 11a-11c of the low pressure shaft 11 comprise a bearing mode damper 25 comprising a pressurized oil film configured to dampen the mode change (viscous damping). This type of damping is generally known by the English term “squeeze film”.
  • the bearings can also include a flexible cage, mounted between the outer ring and a rigid support fixedly secured to a stator part (inlet casing 26, inter-compressor casing 23, inter-turbine casing 24, exhaust casing 27, etc.) of the propulsion system 1 in order to control the stiffness of the bearings and to refine the position of the first deformation mode.
  • the cage comprises a generally cylindrical wall mounted between the rigid support and the outer ring of the bearing and radially deformable columns so as to allow radial movement of the generally cylindrical wall and therefore of the bearing 11a-11c relative to the rigid support .
  • bearings with a flexible cage and a damper using a film of pressurized fluid comprising a flexible cage are described in documents WO 2021/001610 and WO 2022/195198 in the name of the Applicant. Damping the response of the low pressure shaft 11 thanks to these bearing mode dampers 25 thus makes it possible to limit the resonance of the low pressure shaft when its frequency reaches the first deformation mode.
  • the low pressure shaft 11 is further dimensioned taking into account the radial position and the engagement of the rear bearings 11 b, 11 c of tree 1 1. Indeed, the more the rear bearings 11 b, 11c are spaced apart and/or the more the rear bearings 11 b, 11c are distant from the axis 11 is stiff.
  • the speed limit also respects the following formula: where: R m is an average radius of the low pressure turbine 8, in millimeters (mm); d2 is the distance between the centers of gravity of the rear bearings 11 b, 11c of the low pressure shaft 11, in millimeters (mm); And
  • E2 180.
  • the average radius R m of the low pressure turbine 8 corresponds to the arithmetic average of the average radii of the rotors 8a (moving blade wheels) of the low pressure turbine 8.
  • the average radius R1 of a rotor 8a corresponds to the arithmetic average between the external radius of the rotor 8a and the internal radius of the rotor 8a, where the external radius and the internal radius are measured between the axis of rotation X and the internal radial surface of the rotor 8a (which delimits radially to inside the blade of the rotor 8a), when the propulsion system 1 is cold.
  • the external radius and the internal radius are both measured in a plane normal to the axis of rotation trailing edge of 8d at the top of the moving blades (that is to say at 50% of the chord at the top of the blade), between the axis of rotation the outside of the rotor blade 8a).
  • the distance d2 is measured between the centers of gravity Giib and Giic of these two bearings 11 b and 11c.
  • the distance d2 is measured between the most upstream bearing and the most downstream bearing of the rear bearings.
  • the low pressure shaft 11 being housed in the high pressure shaft 10, its diameter is constrained by the average radius R m _a of the bore of the high pressure turbine 7.
  • the greater the diameter of the shaft low pressure 11 is large the more its natural modes appear at high rotational speeds (or, in other words, the more the deformation modes of the shaft are shifted towards high frequencies).
  • the average radius R m _a of a bore of the high pressure turbine 7 can respect the following formula, in particular when the fan section 2 is ducted:
  • LHP is the length of the high pressure body, in millimeters (mm);
  • the deformation frequency of the low pressure shaft 1 1 is proportional to the ratio between the diameter of the low pressure shaft 1 1 and the squared distance (di 2 ) between the bearings 11a-11 b of the low pressure shaft 11.
  • the position of the bearings 11a-11b of the low pressure shaft 11 depends on the length of the high pressure body.
  • the dynamic behavior of the low pressure shaft 11 can therefore be better controlled.
  • the average radius R m _a of the bore of each disc of the high pressure turbine 7 complies with formula (5).
  • a propulsion system 1 whose average radius R m _a of the bore of the high pressure turbine 7 respects formula (5) can then achieve an overall compression ratio, which corresponds to the pressure ratio between the pressure at the outlet of the high pressure compressor 5 and the inlet pressure of the fan rotor 9 (measured at the level of the foot of the fan rotor 9), be greater than or equal to 40 and less than or equal to 70, for example greater than or equal to 44 and less than or equal to 55 .
  • the rotation speed of the high pressure turbine 7 can then be between 15,000 revolutions per minute and 27,000 revolutions per minute.
  • the rotation speed of the high pressure turbine (and therefore of the high pressure shaft 10) is included in this interval and its average radius R m _a complies with formula (4), the mechanical loading of the rotors 7a is acceptable for the high pressure turbine 7.
  • the length of the LHP high pressure body can for example be between 950 mm and 1450 mm for a high pressure body comprising between ten and thirteen compressor and turbine stages.
  • the average radius R m _a of a bore of the high pressure turbine 7 can also respect the following formula, in particular when the fan section 2 is ducted:
  • R m _a EU HP 2 * XN * 10 9 + F 2 (6)
  • F2 13 millimeters (mm).
  • the average radius of the bore R m _a of the high pressure turbine 7 is dimensioned before being able to determine the length of the high pressure body LHP.
  • the average radius of the bore can be determined from the fundamental sizing parameters which are the diameter Dg of the fan rotor 9, the dilution rate BPR of the propulsion system 1 or even the limiting speed XN of the low pressure shaft 11, rather than the length of the high pressure body (as defined in formulas (5) and (6):
  • BPR is the dilution rate of propulsion system 1, in pounds of thrust;
  • Dg is the diameter of the fan rotor 9 in millimeters (mm), measured in a plane normal to the axis of rotation (X) at an intersection between a vertex 21 and a leading edge 22 of the blades 14 of the fan rotor (9);
  • Te is the inlet temperature of the low pressure turbine 8, in degrees Celsius
  • GAMMA is the adiabatic coefficient of air
  • the average radius R m _a of the bore of each disc of the high pressure turbine 7 complies with formula (7).
  • the average radius R m _a of the bore of each disc of the high pressure turbine 7 complies with formula (8).
  • the propulsion system 1 is also dimensioned so that the average radius R m _a of the bore of the high pressure turbine 7 further respects the following formula, in particular when the fan section 2 is ducted:
  • the average radius R m _a of the bore of each disc of the high pressure turbine 7 complies with formula (9).
  • the average bore radius of the high pressure turbine is at most equal to 300 mm.
  • the average radius R m _a of the bore of the second turbine 7 further respects the following formula, in particular when the fan section 2 is ducted:
  • the average radius R m _a of the bore of each disc of the high pressure turbine 7 complies with formula (10).
  • Engine 1 is a double-body propulsion system comprising a ducted fan section 2 corresponding to the current technical standard (at the date of filing of this application) which we seek to improve.
  • the engine 2 is a double-body propulsion system 1 comprising a streamlined fan section 2 conforming to the teaching of the present application, the drive shaft of which (that is to say here the low pressure shaft) has a speed limit respecting formulas (1) and (2) defined above.
  • Both engine 1 and engine 2 have a low pressure shaft supported by exactly one bearing upstream of the combustion chamber and two bearings downstream of the combustion chamber. Additionally, the front bearing includes pressurized fluid film damping.
  • the limiting speed is that the first mode of deformation of the low pressure shaft, which is supercritical, occurs at a transient regime close to the take-off regime. As a result, the vibration loads seen during the mode changeover are high despite the presence of the bearing mode damper. This is also confirmed by the fact that the limiting speed XN of the low pressure shaft of motor 1 does not respect formula (4).
  • the limit speed of the low pressure shaft of motor 2 is higher than the minimum limit speed defined by formula (1).
  • the first mode of low pressure shaft deformation which is supercritical, therefore occurs in a transient operating range closer to idle.
  • the bearing mode damper also makes it possible to dampen the mode change, knowing that the vibration loads are moderate in the motor 2 in this operating range in comparison with the vibration loads experienced by the motor 1.
  • the limiting speed drives seven stages in total (three compressor stages 4 and four turbine stages 8).
  • the average radius of the low pressure turbine 8 of the engine 2 is smaller than that of the engine 1, despite a greater number of stages, so that the low pressure turbine 8 of the engine 2 is more compact radially than the turbine low pressure of engine 1.
  • the diameter Dg of the fan and the dilution rate BPR were increased, which made it possible to improve the propulsive efficiency and maintain thrust.
  • the overall compression ratio was increased, as well as the inlet temperature of the high pressure turbine 7, which made it possible to increase the thermal efficiency of the propulsion system 1.
  • the external diameter of the shaft of the low pressure turbine 11 has been reduced to facilitate the integration of the high pressure body while respecting in particular the mechanical dimensioning of the discs of the high pressure turbine.
  • the adjustment to obtain a critical speed of the first mode of deformation of the low pressure shaft 11 in the speed range defined by formulas (1) to (4) was made by adapting the distance d2 between the centers of gravity of the rear bearings of the low pressure shaft 11 and by optimizing the internal geometry of the low pressure shaft 11 while respecting the manufacturing constraints of the shaft 11.
  • the number of bearings supporting the low pressure shaft was kept equal to 3 (and was not increased to 4) for reasons of integration of the bearing upstream of the low pressure shaft, taking into account the position of the vein of the low pressure compressor.

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Abstract

Un système propulsif (1 ) aéronautique comprend un arbre d'entrainement (11 ) du rotor de soufflante (9) soutenu par un palier avant et deux paliers arrière dont la vitesse limite respecte la formule (I) où : XN est la vitesse limite de l'arbre d'entrainement (1 1 ), en tours par minute (tr/min); R est un rayon moyen du palier avant, en millimètres (mm); et d1 est une distance entre un centre de gravité (G11a) du palier avant (11a) et un centre de gravité (G11b) du palier arrière (1 1 b) le plus proche du palier avant (11a), en millimètres (mm); et A = 5 500 mm*tr/min.

Description

DESCRIPTION
TITRE : Amélioration du comportement dynamique de l’arbre d’entrainement d’une soufflante d’un système propulsif aéronautique
DOMAINE TECHNIQUE
La présente demande concerne de manière générale le domaine des systèmes propulsifs, et plus particulièrement des systèmes propulsifs aéronautiques comprenant une soufflante carénée ou non carénée et présentant un taux de dilution est élevé, voire très élevé.
ETAT DE LA TECHNIQUE
Un système propulsif comporte généralement, d’amont en aval dans le sens de l’écoulement des gaz, une section de soufflante, une section de compresseur pouvant comprendre un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, une chambre de combustion et une section de turbine pouvant comprendre notamment une turbine haute pression et une turbine basse pression Le compresseur haute pression est entrainé en rotation par la turbine haute pression par l’intermédiaire d’un arbre haute pression. La soufflante et le cas échéant le compresseur basse pression sont entrainés en rotation par la turbine basse pression par l’intermédiaire d’un arbre basse pression.
Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d’améliorer de manière très significative les performances environnementales des avions. La Déposante prend en considération les facteurs impactants dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l’environnement et dont l’intégration et l’utilisation dans l’aviation civile ont des conséquences environnementales modérées dans un but d’amélioration de l'efficacité énergétique des avions.
Ainsi, afin d’améliorer le rendement propulsif du système propulsif et de réduire sa consommation spécifique ainsi que le bruit émis par la section de soufflante, il a été proposé des systèmes propulsifs présentant un taux de dilution BPR (bypass ratio en anglais, correspondant au rapport entre le débit du flux d’air secondaire et le débit du flux d’air primaire) élevé. Pour atteindre de tels taux de dilution, la section de soufflante peut être 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 mécanisme de réduction placé entre l’extrémité amont de l’arbre basse pression et un rotor de la section de soufflante. Le rotor de la section de soufflante est alors entrainé par l’arbre basse pression par l’intermédiaire du mécanisme de réduction à une vitesse de rotation inférieure à celle de l’arbre basse pression.
La tendance actuelle est d’augmenter le taux de compression global du système propulsif, qui correspond au rapport entre la pression en sortie du compresseur haute pression et la pression en entrée de la soufflante. Cela permet en effet d’augmenter la pression en entrée des gaz de la chambre de combustion, et donc d’améliorer encore l’efficacité globale du système propulsif. L’augmentation du taux de compression global impose par conséquent d’augmenter le taux de compression du compresseur haute pression et/ou du compresseur basse pression, et ce d’autant plus qu’en parallèle on cherche à réduire le taux de compression de la soufflante pour les raisons expliquées ci-avant. L’une des conséquences est que le couple à transmettre par l’arbre basse pression au mécanisme de réduction est réduit en comparaison avec un système propulsif à entrainement direct. L’arbre basse pression peut donc présenter un plus petit diamètre, ce qui facilite l’intégration du corps haute pression dans le système propulsif. Toutefois, cette réduction du diamètre de l’arbre basse pression a pour effet de réduire la fréquence de ses modes propres. De plus, l’augmentation de la vitesse de rotation de l’arbre basse pression agrandit la plage de fonctionnement de l’arbre basse pression. Il en résulte que l’arbre basse pression pourrait être susceptible de dépasser une vitesse critique et pourrait être susceptible d’entrer en résonnance (sauf à prendre en compte des précautions de conception). A la résonance, qui se produit au passage de la vitesse critique de l’arbre basse pression, celui-ci subit des phénomènes de surtension qui amplifient les déformations et les efforts provoqués par les balourds (inévitables) de l'arbre basse pression. Dans ces conditions, l’arbre basse pression est dit supercritique.
Ainsi, la modification du diamètre de l’arbre basse pression a un impact sur son comportement dynamique et modifie le positionnement de ses modes supercritiques. Or, un système propulsif tournant à une vitesse critique en régime stabilisé risque une dégradation rapide, ce qui doit être évité.
EXPOSE
Un but de la présente demande est d’optimiser le système propulsif afin d’augmenter son efficacité tout en maîtrisant le comportement dynamique de l’arbre d’entrainement du rotor de soufflante.
Il est à cet effet proposé un système propulsif aéronautique comprenant :
- un rotor de soufflante raccordé à un arbre de soufflante ;
- une turbine d’entrainement configurée pour entrainer le rotor de soufflante par l’intermédiaire d’un arbre d’entrainement autour d’un axe de rotation ;
- un mécanisme de réduction couplant l’arbre d’entrainement et l’arbre de soufflante afin d’entrainer l’arbre de soufflante à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement;
- des paliers configurés pour centrer l’arbre d’entrainement par rapport à l’axe de rotation, les paliers comprenant un palier avant s’étendant en amont d’une chambre de combustion du système propulsif et deux paliers arrière s’étendant en aval de la chambre de combustion, dans lequel une vitesse limite de l’arbre d’entrainement respecte la formule suivante : r XN > A * * 105 où : XN est la vitesse limite de l’arbre d’entrainement, en tours par minute (tr/min) ;
Rnb est un rayon moyen du palier arrière le plus proche du palier avant, en millimètres (mm) ; et di est une distance entre un centre de gravité du palier avant et un centre de gravité du palier arrière le plus proche du palier avant, en millimètres (mm) ; et
A = 5 500 mm*tr/min.
Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du système propulsif selon le premier aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison : - la vitesse limite de l’arbre d’entrainement respecte en outre la formule suivante : r 105 où B = 8 500 mm*tr/min. ;
- chaque palier est associé à un amortisseur de mode de palier ;
- les amortisseurs de mode de palier comprennent un amortissement par film de fluide sous pression
- les amortisseurs de mode de palier comprennent une cage déformable montée entre une bague de chaque palier et une partie stator du système propulsif ;
- les paliers comprennent un palier avant supplémentaire s’étendant en amont du palier avant ;
- la vitesse limite de l’arbre d’entrainement respecte en outre la formule suivante : où : Rm est un rayon moyen de la turbine d’entrainement, en millimètres (mm) ; d2 est une distance entre les centres de gravité des paliers arrière, en millimètres (mm) ; et C = 170 (mm*tr/min)-1 et Ei = 378.
- la vitesse limite de l’arbre d’entrainement (11 ) respecte en outre la formule suivante : où : Rm est un rayon moyen de la turbine d’entrainement, en millimètres (mm) ; d2 est une distance entre les centres de gravité des paliers arrière, en millimètres (mm) ; et C = 170 (mm*tr/min)-1 et E2 = 180 ;
- les paliers comprennent au moins un palier avant et exactement deux paliers arrière ;
- le système propulsif comprend en outre une turbine supplémentaire configurée pour entrainer un compresseur supplémentaire par l’intermédiaire d’un arbre supplémentaire, l’arbre arbre supplémentaire étant configuré pour tourner à une vitesse plus élevée que l’arbre d’entrainement autour de l’axe de rotation, la turbine supplémentaire étant biétage ;
- un rayon moyen d’un alésage de la turbine supplémentaire respecte la formule suivante :
Rm a < E * LHP 2 * XN * 10“9 + F, où : Rm_a est le rayon moyen de l’alésage de la turbine supplémentaire en millimètres (mm) ; LHP est une distance entre une entrée du compresseur supplémentaire et une sortie de la turbine supplémentaire en millimètres (mm) ; et E = 3,15 (mm.tr/min)-1 et F1 = 23 millimètres (mm) ;
- un rayon moyen d’un alésage de la turbine supplémentaire (7) respecte la formule suivante :
Rm a > E * LHP 2 * XN * 10“9 + F2 où : Rm_a est le rayon moyen de l’alésage de la turbine supplémentaire en millimètres (mm) ; LHP est une distance entre une entrée du compresseur supplémentaire et une sortie de la turbine supplémentaire en millimètres (mm) ; et E = 3,15 (mm.tr/min)-1 et F2 = 13 millimètres (mm) ;
- un rayon moyen d’un alésage de la turbine supplémentaire (7) respecte la formule suivante : Q 5 GAMMA . \ 2 ( \T ee + Tr icejf j) ' * 103 * n + M I] * XN * 10“9 + N, J où : D9 est le diamètre du rotor de soufflante en millimètres, mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante ; BPR est le taux de dilution du système propulsif et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; Te est la température en entrée de la turbine d’entrainement lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius ; Tref = 273K ; n est le nombre d’étages dans la turbine supplémentaire et le compresseur supplémentaire GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air ; et K = 6,76, L = 153,6 m’1.(°C)’1/2.(tr/min)’ 1, M = 421 mm.(°C)1/2 et Ni = -11 millimètres (mm) ;
- un rayon moyen d’un alésage de la turbine supplémentaire (7) respecte la formule suivante : où : Dg est le diamètre du rotor de soufflante en millimètres, mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante ; BPR est le taux de dilution du système propulsif et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; Te est la température en entrée de la turbine d’entrainement lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius (°C) ; Tref = 273 K ; n est le nombre d’étages dans la turbine supplémentaire et le compresseur supplémentaire ; GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air ; etK = 6,76, L = 153,6 rrr 1.(°C)-1/2.(tr/min)-1, M = 421 mm.(°C)1/2 et N2 = - 21 millimètres (mm) ;
- un rayon moyen de l’alésage de la turbine supplémentaire (7) est au moins égal à :
Rm a > G * FN * BPR * 10“4 + H où : Rm_a est le rayon moyen de l’alésage de la turbine supplémentaire en millimètres (mm) ; FN est la poussée du rotor de soufflante mesurée lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Newton (N); BPR est le taux de dilution du système propulsif et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; et G = 0,16 millimètres par Newton (mm/N) et H = 18 millimètres (mm) ;
- un rayon moyen de l’alésage de la turbine haute pression (7) est au plus égal à :
Rm a < I * FN * BPR * 10“4 + J où : Rm_a est le rayon moyen de l’alésage de la turbine supplémentaire en millimètres (mm) ; FN est la poussée du rotor de soufflante mesurée lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Newton (N); BPR est le taux de dilution du système propulsif et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; et I = 0,16 millimètres par Newton (mm/N) et J = 28 millimètres ;
- le rayon moyen de l’alésage de la turbine supplémentaire est au plus égal à 300 mm ;
- le compresseur supplémentaire (5) comprend au moins huit étages et au plus onze étages ;
- la turbine d’entrainement (8) comprend au moins trois étages et au plus cinq étages ; un taux de réduction du mécanisme de réduction est supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11.
Selon un deuxième aspect, il est proposé un aéronef comprenant au moins un système propulsif selon le premier aspect fixé à l’aéronef par l’intermédiaire d’un mât.
Selon un troisième aspect, il est proposé un procédé de dimensionnement ou de fabrication d’un système propulsif comprenant un mécanisme de réduction couplant un arbre d’entrainement et un rotor de soufflante pour entrainer le rotor de soufflante à une vitesse inférieure à une vitesse de l’arbre d’entrainement, et des paliers configurés pour centrer l’arbre d’entrainement par rapport à l’axe de rotation, les paliers comprenant un palier avant s’étendant en amont d’une chambre de combustion du système propulsif et deux paliers arrière s’étendant en aval de la chambre de combustion, le système propulsif étant dimensionné de sorte qu’une vitesse limite de l’arbre d’entrainement respecte la formule suivante : 105 où : XN est la vitesse limite de l’arbre d’entrainement, en tours par minute (tr/min) ;
Rnb est un rayon moyen du palier arrière le plus proche du palier avant, en millimètres (mm) ; et di est une distance entre un centre de gravité du palier avant et un centre de gravité du palier arrière le plus proche du palier avant, en millimètres (mm) ; et
A = 5 500 mm*tr/min.
Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du procédé de dimensionnement ou de fabrication selon le premier aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison :
- le système propulsif étant dimensionné de sorte que la vitesse limite de l’arbre d’entrainement respecte en outre la formule suivante : où B = 8 500 mm*tr/min ;
- le système propulsif étant dimensionné de sorte que la vitesse limite de l’arbre d’entrainement respecte en outre la formule suivante : où : Rm est un rayon moyen de la turbine d’entrainement, en millimètres (mm) ; d2 est une distance entre les centres de gravité des paliers arrière, en millimètres (mm) ; et C = 170 (mm*tr/min)-1 et Ei = 378 ; le système propulsif étant dimensionné de sorte que la vitesse limite de l’arbre d’entrainement respecte en outre la formule suivante : où : Rm est un rayon moyen de la turbine d’entrainement, en millimètres (mm) ; d2 est une distance entre les centres de gravité des paliers arrière, en millimètres (mm) ; et C = 170 (mm*tr/min)-1 et E2 = 180 ;
- le système propulsif comprend en outre une turbine supplémentaire configurée pour entrainer un compresseur par l’intermédiaire d’un arbre supplémentaire, l’arbre arbre supplémentaire étant configuré pour tourner à une vitesse plus élevée que l’arbre d’entrainement autour de l’axe de rotation, un rayon moyen d’un alésage de la turbine supplémentaire est un rayon moyen d’un alésage de la turbine supplémentaire respecte la formule suivante :
Rm a < E * LHP 2 * XN * 10“9 + F, où : Rm_a est le rayon moyen de l’alésage de la turbine supplémentaire en millimètres (mm) ; LHP est une distance entre une entrée du compresseur supplémentaire et une sortie de la turbine supplémentaire en millimètres (mm) ; et E = 3,15 (mm.tr/min)-1 et F1 = 23 millimètres (mm) ;
- le système propulsif comprend en outre une turbine supplémentaire (7) configurée pour entrainer un compresseur par l’intermédiaire d’un arbre supplémentaire, l’arbre arbre supplémentaire étant configuré pour tourner à une vitesse plus élevée que l’arbre d’entrainement autour de l’axe de rotation, un rayon moyen d’un alésage de la turbine supplémentaire est un rayon moyen d’un alésage de la turbine supplémentaire respecte la formule suivante :
Rm_a > E UHfS XN * 10 9 + F2 où : Rm_a est le rayon moyen de l’alésage de la turbine supplémentaire en millimètres (mm) ; LHP est une distance entre une entrée du compresseur supplémentaire et une sortie de la turbine supplémentaire en millimètres (mm) ; et E = 3,15 (mm.tr/min)-1 et F2 = 13 millimètres (mm) ;
- le système propulsif comprend en outre une turbine supplémentaire configurée pour entrainer un compresseur par l’intermédiaire d’un arbre supplémentaire, l’arbre arbre supplémentaire étant configuré pour tourner à une vitesse plus élevée que l’arbre d’entrainement autour de l’axe de rotation, un rayon moyen d’un alésage de la turbine supplémentaire respecte la formule suivante : . 2
Rm a < K * I * 103 * n + M ] * XN * 10“9 + N, où : D9 est le diamètre du rotor de soufflante en millimètres (mm), mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante ; BPR est le taux de dilution du système propulsif et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; Te est la température en entrée de la turbine d’entrainement lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius (°C) ; Tref = 273 K ; n est le nombre d’étages dans la turbine supplémentaire et le compresseur supplémentaire ; GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air ; et K = 6,76, L = 153,6 m- 1.(°C)-1/2.(tr/min)-1, M = 421 mm.(°C)1/2 et Ni = -11 millimètres (mm) ;
- le système propulsif comprend en outre une turbine supplémentaire configurée pour entrainer un compresseur par l’intermédiaire d’un arbre supplémentaire, l’arbre arbre supplémentaire étant configuré pour tourner à une vitesse plus élevée que l’arbre d’entrainement autour de l’axe de rotation, un rayon moyen d’un alésage de la turbine supplémentaire respecte la formule suivante : 0 5- CAMMA \ * (Te + Tref) ' CAMMA~^ * 103 * n + M * XN * 10“9 + N, où : D est le diamètre du rotor de soufflante en millimètres, mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante ; BPR est le taux de dilution du système propulsif et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; Te est la température en entrée de la turbine d’entrainement lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius (°C) ; Tref = 273 K ; n est le nombre d’étages dans la turbine supplémentaire et le compresseur supplémentaire ; GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air ; et K = 6,76, L = 153,6 rrr 1.(°C)-1/2.(tr/min)-1, M = 421 mm.(°C)1/2 et N2 = - 21 millimètres (mm) ;
- le système propulsif comprend en outre une turbine supplémentaire configurée pour entrainer un compresseur par l’intermédiaire d’un arbre supplémentaire, l’arbre arbre supplémentaire étant configuré pour tourner à une vitesse plus élevée que l’arbre d’entrainement autour de l’axe de rotation, un rayon moyen de l’alésage de la turbine supplémentaire étant au moins égal à :
Rm a > G * FN * BPR * 10“4 + H où : Rm_a est le rayon moyen de l’alésage de la turbine supplémentaire en millimètres (mm) ; FN est la poussée du rotor de soufflante mesurée lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Newton (N); BPR est le taux de dilution du système propulsif et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; et G = 0,16 millimètres par Newton (mm/N) et H = 18 millimètres (mm) ;
- le système propulsif comprend en outre une turbine supplémentaire configurée pour entrainer un compresseur par l’intermédiaire d’un arbre supplémentaire, l’arbre arbre supplémentaire étant configuré pour tourner à une vitesse plus élevée que l’arbre d’entrainement autour de l’axe de rotation, un rayon moyen de l’alésage de la turbine haute pression étant au plus égal à :
Rm a < I * FN * BPR * 10“4 + J où : Rm_a est le rayon moyen de l’alésage de la turbine supplémentaire en millimètres (mm) ; FN est la poussée du rotor de soufflante mesurée lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Newton (N); BPR est le taux de dilution du système propulsif et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; et I = 0,16 millimètres par Newton (mm/N) et J = 28 millimètres.
Selon un quatrième aspect, il est proposé un procédé de fabrication d’un système propulsif aéronautique comprenant les étapes suivantes : dimensionner le système propulsif aéronautique conformément au procédé de dimensionnement selon le troisième aspect ; et fabriquer le système propulsif aéronautique. DESCRIPTION DES FIGURES
D’autres caractéristiques, buts et avantages 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 :
La figure 1 est une vue schématique, partielle et en coupe d’un exemple de système propulsif conforme à un premier mode de réalisation, dans lequel la section de soufflante est carénée ;
La figure 2 est une vue schématique, partielle et en coupe d’un exemple de système propulsif conforme à un premier mode de réalisation, dans lequel la section de soufflante est non carénée ;
La figure 3 est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction selon une première variante ;
La figure 4 est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction épicycloïdal selon une deuxième variante;
La figure 5 est un exemple d’aéronef pouvant comprendre au moins un système propulsif conforme au premier ou au deuxième mode de réalisation ;
La figure 6 est un organigramme illustrant des exemples d’étapes d’un procédé de dimensionnement ou de fabrication conforme à une forme de réalisation.
Sur l’ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques.
DESCRIPTION DETAILLEE
Un système propulsif 1 présente une direction principale s’étendant selon un axe longitudinal X et comprend, d’amont en aval dans le sens de l’écoulement des gaz dans le système propulsif 1 lorsqu’il est en fonctionnement, une section de soufflante 2 et un corps primaire 3, souvent appelé « générateur de gaz », comportant une section de compresseur 4, 5, une chambre de combustion 6 et une section de turbine 7, 8. Le système propulsif 1 est ici un système propulsif 1 aéronautique configuré pour être fixé sur un aéronef 100 par l’intermédiaire d’un pylône (ou mât).
La section de compresseur 4, 5 comprend une succession d'étages comprenant chacun une roue d'aubes mobiles (rotor) 4a, 5a tournant devant une roue d'aubes fixes (stator) 4b, 5b. La section de turbine 7, 8 comprend également une succession d'étages comprenant chacun une roue d'aubes fixes (stator) 7b, 8b derrière laquelle tourne une roue d'aubes mobiles (rotor) 7a, 8a.
Dans la présente demande, la direction axiale correspond à la direction de l'axe longitudinal X, en correspondance avec la rotation des arbres du générateur de gaz, et une direction radiale est une direction perpendiculaire à cet axe X et passant par lui. Par ailleurs, la direction circonférentielle (ou latérale, ou encore tangentielle) correspond à une direction perpendiculaire à l'axe longitudinal X et ne passant pas par lui. Sauf précision contraire, interne (respectivement, intérieur) et externe (respectivement, extérieur), respectivement, sont utilisés en référence à une direction radiale de sorte que la partie ou la face interne d'un élément est plus proche de l'axe X que la partie ou la face externe du même élément.
En fonctionnement, un flux d’air F entrant dans le système propulsif 1 est divisé entre un flux d’air primaire F1 et un flux d’air secondaire F2, qui circulent d’amont en aval dans le système propulsif 1 . Le flux d’air secondaire F2 (appelé également « flux d’air de dérivation ») s’écoule autour du corps primaire 3. Le flux d’air secondaire F2 permet de refroidir la périphérie du corps primaire 3 et sert à générer la majeure partie de la poussée fournie par le système propulsif 1 .
Le flux d’air primaire F1 s’écoule dans une veine primaire à l’intérieur du corps primaire 3, en passant successivement à travers la section de compresseur 4, 5, la chambre de combustion 6 où il est mélangé avec du carburant pour servir de comburant, et la section de turbine 7, 8. Le passage du flux d’air primaire F1 à travers la section de turbine 7, 8 recevant de l’énergie de la chambre de combustion 6 provoque une rotation du rotor de la section de turbine 7, 8, qui entraine à son tour en rotation le rotor de la section de compresseur 4, 5 ainsi qu’une partie rotor 9 de la section de soufflante 2.
Dans un système propulsif 1 à double-corps, la section de compresseur 4, 5 peut comprendre un compresseur basse pression 4 et un compresseur haute pression 5. La section de turbine 7, 8 peut comprendre une turbine haute pression 7 et une turbine basse pression 8. Le rotor du compresseur haute pression 5 est entrainé en rotation par le rotor la turbine haute pression 7 par l’intermédiaire d’un arbre haute pression 10. Le rotor du compresseur basse pression 4 et la partie rotor 9 de la section de soufflante 2 sont entrainés en rotation par le rotor de la turbine basse pression 8 par l’intermédiaire d’un arbre basse pression 11. Ainsi, le corps primaire 3 comprend un corps haute pression comprenant le compresseur haute pression 5, la turbine haute pression 7 et l’arbre haute pression 10, et un corps basse pression comprenant la section de soufflante 2, le compresseur basse pression 4, la turbine basse pression 8 et l’arbre basse pression 11. La vitesse de rotation du corps haute pression est supérieure à la vitesse de rotation du corps basse pression. Dans un système propulsif 1 à triple-corps, la section de turbine 7, 8 comprend en outre une turbine intermédiaire, positionnée entre la turbine haute pression 7 et la turbine basse pression 8 et configurée pour entrainer le rotor du compresseur basse pression 4 par l’intermédiaire d’un arbre intermédiaire. Le rotor de soufflante 9 et le rotor du compresseur haute pression 5 restent entrainés par l’arbre basse pression 1 1 et l’arbre haute pression 10, respectivement.
L’arbre basse pression 11 est généralement logé, sur un tronçon de sa longueur, dans l’arbre haute pression 10 et est coaxial à l’arbre haute pression 10. L’arbre basse pression 11 et l’arbre haute pression 10 peuvent être corotatifs, c’est-à-dire être entraînés dans le même sens autour de l’axe longitudinal X. En variante, l’arbre basse pression 11 et l’arbre haute-pression sont contrarotatifs, c’est- à-dire être entraînés dans des sens opposés autour de l’axe longitudinal X. Le cas échéant, l’arbre intermédiaire est logé entre l’arbre haute pression 10 et l’arbre basse pression 11. L’arbre intermédiaire et l’arbre basse pression 1 1 peuvent être corotatifs ou contrarotatifs.
La section de soufflante 2 comprend au moins le rotor de soufflante 9 propre à être entrainé en rotation par rapport à une partie stator du système propulsif 1 par la section de turbine 7, 8. Chaque rotor de soufflante 9 comprend un moyeu 13 et des aubes 14 s’étendant radialement à partir du moyeu 13. Les aubes 14 de chaque rotor 9 peuvent être fixes par rapport au moyeu 12 ou présenter un calage variable. Dans ce cas, le pied des aubes 14 de chaque rotor 9 est monté pivotant suivant un axe de calage et est relié à un mécanisme de changement de pas 15 monté dans le système propulsif 1 , le calage étant ajusté en fonction des phases de vol par un mécanisme de changement de pas 15. Le mécanisme de changement de pas 15 est illustré en traits discontinus sur la Figure 1 pour montrer que cette caractéristique est optionnelle.
La section de soufflante 2 peut en outre comprendre un stator de soufflante 16, ou redresseur, qui comprend des aubes 17 montées sur un moyeu 18 du stator de soufflante 16 et ont pour fonction de redresser le flux d’air secondaire F2 qui s’écoule en sortie du rotor de soufflante 9. Les aubes 17 du stator de soufflante 16 peuvent être fixes par rapport au moyeu 18 ou présenter un calage variable. De manière similaire aux aubes 14 de rotor, le pied des aubes de stator 17 est monté pivotant suivant un axe X de calage et est relié à un mécanisme de changement de pas 15a, qui est généralement distinct de celui du rotor de soufflante 9, le calage étant ajusté en fonction des phases de vol par le mécanisme de changement de pas.
Le diamètre Dg du rotor de soufflante peut alors être compris entre 80 pouces (203,2cm) et 185 pouces (469,9 cm) inclus. Lorsque le rotor de soufflante 9 est caréné, le diamètre Dg est par exemple compris entre 85 pouces (215,9 cm) et 120 pouces (304,8 cm) inclus, par exemple de l’ordre de 90 pouces (228,6 cm), ce qui permet d’intégration le système propulsif 1 de manière conventionnelle, en particulier sous l’aile d’un aéronef. Lorsque le rotor de soufflante 9 est non caréné, le diamètre Dg est par exemple supérieur ou égal à 100 pouces (254 cm), par exemple entre 120 pouces (304,8 cm) et 156 pouces (396,2 cm). Le diamètre du rotor de soufflante 9 est mesuré ici dans un plan normal à l’axe X de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet 21 et un bord d’attaque 22 des aubes 14 du rotor de soufflante 9, et est exprimé en mètres. A noter que les figures 1 et 2 étant des vues partielles, le diamètre Dg n’est que partiellement visible.
Le rotor de soufflante 9 comprend par ailleurs au moins douze aubes 14 et au plus vingt-quatre aubes 14, par exemple au moins seize aubes 14 et au plus vingt-deux aubes 14. Le nombre d’aubes 16 dans le stator de soufflante 17 dépend des critères acoustiques définis pour le système propulsif 1 et est au moins égal au nombre d’aubes 14.
Afin d’améliorer le rendement propulsif du système propulsif 1 et de réduire sa consommation spécifique ainsi que le bruit émis par la section de soufflante 2, le système propulsif 1 présente un taux de dilution (bypass ratio) 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 inclus. Pour calculer le taux de dilution, le débit massique du flux d’air secondaire F2 et le débit massique du flux d’air primaire F1 sont mesurés lorsque le système propulsif 1 est stationnaire, non-installé, 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 (conditions dites SLS, pour Seal Level Standard). On notera que, dans la présente demande, sauf indication contraire, les paramètres (pression, débit, poussée, vitesse, etc.) sont systématiquement déterminés dans ces conditions. Par « non installé », on comprendra ici que les mesures sont effectuées lorsque le système propulsif 1 est dans un banc d’essai (et non installé sur un aéronef 100), les mesures étant alors plus simples à réaliser. Les distances (longueur, rayon, diamètre) sont en revanche mesurées à température ambiante (environ 20°C) lorsque le système propulsif 1 est à froid, c’est-à-dire lorsque le système propulsif est à l’arrêt depuis une période suffisante pour que les pièces du système propulsif soient à température ambiante. Le rotor de soufflante 9 est découplé de l’arbre basse pression 11 à l’aide d’un mécanisme de réduction 19, placé entre une extrémité amont de l’arbre basse pression 11 et le rotor de soufflante 9, afin d’optimiser indépendamment leur vitesse de rotation respective. Dans ce cas, le système propulsif 1 comprend en outre un arbre supplémentaire, dit arbre de soufflante 20. L’arbre basse pression 11 raccorde la turbine basse pression 8 à une entrée du mécanisme de réduction 19 tandis que l’arbre de soufflante 20 raccorde la sortie du mécanisme de réduction 19 au rotor de soufflante 9. Le rotor de soufflante 9 est donc entrainé par l’arbre basse pression 11 par l’intermédiaire du mécanisme de réduction 19 et de l’arbre de soufflante 20 à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de la turbine basse pression 8.
Ce découplage permet de réduire la vitesse de rotation et le rapport de pression du rotor de soufflante 9 et d’augmenter la puissance extraite par la turbine basse pression 8. En effet, l’efficacité globale des systèmes propulsifs 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 1. Dans un système propulsif 1 à taux de dilution élevé, l’essentiel du débit générant l’effort propulsif est constitué par le flux d’air secondaire F2 du système propulsif 1 , l’énergie cinétique du flux d’air secondaire F2 étant majoritairement affectée par la compression que subit le flux d’air secondaire F2 lors de la traversée de la section de soufflante 2. Le rendement propulsif et le rapport de pression de la section de soufflante 2 sont donc liés : plus le rapport de pression de la section de soufflante 2 est faible, meilleur sera le rendement propulsif. Afin d’optimiser le rendement propulsif du système propulsif 1 , le rapport de pression de la soufflante, qui correspond au rapport entre la pression moyenne en sortie du stator de soufflante 17 (ou, en l’absence de stator, du rotor de soufflante 9) et la pression moyenne en entrée du rotor de soufflante 9, est inférieur ou égal à 1 ,70, par exemple inférieur ou égal à 1 ,50, par exemple compris entre 1 ,05 et 1 ,45. Les pressions moyennes sont mesurées ici sur la hauteur de l’aube 14 (de la surface qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante 9 au sommet 21 de l’aube de soufflante 14).
Le système propulsif 1 est configuré pour fournir une poussée comprise entre 18 000 Ibf (80 068 N) et 51 000 Ibf (22 2411 N), par exemple entre 20 000 Ibf (88964 N) et 35 000 Ibf (15 5688 N).
La section de soufflante 2 peut être carénée ou non carénée. Dans le cas d’une section de soufflante 2 carénée, la section de soufflante 2 comprend un carter de soufflante 12 et le rotor de soufflante 9 est logé dans le carter de soufflante 12.
Une section de soufflante 2 carénée comprend un rotor de soufflante 9 s’étendant en amont d’un stator de soufflante. Les aubes du stator de soufflante sont alors généralement dénommées aubes de sortie ( « Outlet Guide Vane » ou « OGV » en anglais) et présentent un calage fixe par rapport au moyeu du stator de soufflante. Par ailleurs, le taux de dilution du système propulsif 1 est par exemple supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, par exemple entre 10 et 18 inclus. La vitesse périphérique au sommet 21 des aubes du rotor de soufflante 9 peut par ailleurs être comprise entre 260 m/s et 400 m/s. Les aubes 14 du rotor de soufflante 9 peuvent être fixes ou présenter un calage variable. Le rapport de pression de soufflante peut alors être compris entre 1 ,20 et 1 ,45. Dans une section de soufflante 2 non carénée, la section de soufflante 2 n’est pas entourée par un carter de soufflante. La section de soufflante 2 étant non carénée, les aubes 14 du rotor de soufflante 9 présentent un calage variable. Des systèmes propulsifs comprenant au moins un rotor de soufflante 9 non caréné sont connus sous les termes anglais « open rotor » ou « unducted fan ». Le système propulsif 1 peut comprendre deux rotors de soufflante 9 non carénés et contrarotatifs. Un tel système propulsif 1 est connu sous l’acronyme anglais CROR pour « Contra-Rotating Open Rotor » (rotor ouvert contrarotatif en français) ou UDF pour « Unducted Double Fan » (double soufflante non carénée en français). Le ou les rotors de soufflante 9 peuvent être placés à l’arrière du corps primaire 3 de sorte à être du type pousseur ou à l’avant du corps primaire 3 de sorte à être du type tracteur. En variante, le système propulsif 1 peut comprendre un seul rotor de soufflante 9 non caréné et un stator de soufflante 16 non caréné (redresseur). Un tel système propulsif 1 est connu sous l’acronyme anglais USF pour « Unducted Single Fan ». Dans le cas d’un système propulsif 1 du type USF, les aubes 17 du redresseur 16 sont fixes en rotation par rapport à l’axe X de rotation du rotor de soufflante 9 amont et par conséquent ne subissent pas d’effort centrifuge. Les aubes 17 du redresseur 16 sont par ailleurs à calage variable.
La suppression du carénage autour de la section de soufflante 2 permet d’augmenter le taux de dilution de façon très importante sans que le système propulsif 1 ne soit pénalisé par la masse des carters ou nacelles destinés à entourer la section de soufflante 2. Le taux de dilution du système propulsif 1 comprenant une section de soufflante 2 non carénée est ainsi supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus. La vitesse périphérique au sommet 21 des aubes 14 du ou des rotor(s) de soufflante 9 peut par ailleurs être comprise entre 210 m/s et 260 m/s. Le rapport de pression de soufflante peut alors être compris par exemple entre 1 ,05 et 1 ,20.
Le mécanisme de réduction 19 peut comprendre par exemple un mécanisme de réduction à train d’engrenage épicycloïdal, par exemple de type « épicycloïdal » ou « planétaire » selon la terminologie parfois rencontrée de l’homme du métier, monoétage ou biétage. Selon une première variante, le mécanisme de réduction 19 peut être du type planétaire (« star » en anglais) (Figure 3) et comprendre un pignon solaire 19a (entrée du mécanisme de réduction 19), centré sur un axe X de rotation du mécanisme de réduction 19 (généralement confondu avec l’axe longitudinal X) et configuré pour être entrainé en rotation par l’arbre basse pression 11 , une couronne 19b (sortie du mécanisme de réduction 19) coaxiale avec le pignon solaire 19a et configurée pour entrainer en rotation l’arbre de soufflante 20 autour de l’axe X de rotation, et une série de satellites 19c répartis circonférentiellement autour de l’axe X de rotation entre le pignon solaire 19a et la couronne 19b, chaque satellite 19c étant engrené intérieurement avec le pignon solaire 19a et extérieurement avec la couronne 19b. La série de satellites 19c est montée sur un porte-satellites 19d qui est fixe par rapport à une partie stator 19e du système propulsif 1 , par exemple par rapport à un carter de la section de compresseur 4, 5. Selon une deuxième variante, le mécanisme de réduction 19 peut être de type épicycloïdal (« planetary » en anglais) (Figure 4), auquel cas la couronne 19b est montée fixement sur la partie stator 19e du système propulsif 1 et l’arbre de soufflante 20 est entrainé en rotation par le porte-satellites 19d (qui est donc mobile en rotation par rapport à une partie stator 19e du système propulsif 1 , par exemple par rapport à un carter de la section de compresseur 4, 5).
Quelle que soit la configuration du mécanisme de réduction 19, le diamètre de la couronne 19b et du porte satellites 19d sont supérieurs au diamètre du pignon solaire 19a, de sorte que la vitesse de rotation du rotor de soufflante 9 est inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre basse pression 11 .
Le taux de réduction du mécanisme de réduction 19 est supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11 . Dans le cas d’un système propulsif 1 comprenant un rotor de soufflante 9 caréné, le taux de réduction peut être supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 6,0, typiquement autour de 3,0. Dans le cas d’un système propulsif 1 comprenant un rotor de soufflante non caréné, le taux de réduction peut être compris entre 9,0 et 11 ,0.
L’arbre basse pression 11 est supporté par trois ou quatre paliers 11a, 11 b et/ou 11c, afin de mieux maîtriser les modes de déformation de l’arbre basse pression 1 et éventuellement déplacer les modes de déformation de l’arbre basse pression 11 en régime transitoire du système propulsif 1 , avec des marges de sécurité par rapport aux régimes stabilisés.
La Déposante s’est aperçue du fait que la position des paliers 11a-11c de l’arbre basse pression 11 pouvaient avoir une influence sur les modes de déformation de l’arbre basse pression 11. L’arbre basse pression peut ainsi comprendre un ou deux paliers avant 11a, qui s’étendent en amont de la chambre de combustion 6, et deux paliers arrière 11 b, 11c, qui s’étendent en aval de la chambre de combustion 6. Un premier palier avant 11a peut être monté d’une part sur l’arbre basse pression 11 et d’autre part sur un carter d’entrée 26 du système propulsif 1 , qui s’étend entre le rotor de soufflante 9 et le compresseur basse pression 4. Le cas échéant, un deuxième palier avant peut être monté d’une part sur l’arbre basse pression 11 et d’autre part sur un carter inter-compresseurs 23 (ou carter intermédiaire) du système propulsif 1 , soit entre le compresseur basse pression 4 et le compresseur haute pression 5. Un premier palier arrière 11 b peut être monté d’une part sur l’arbre basse pression 11 et d’autre part sur le carter inter-turbines 24 (c’est-à-dire sur le carter s’étendant entre la turbine haute pression 7 et la turbine basse pression 8), en amont de la turbine basse pression 8. En variante, le premier palier arrière 11 b peut être monté sur le carter d’échappement 27, qui s’étend immédiatement en aval de la turbine basse pression 8. Le premier palier arrière 11 b s’étend en aval du palier 12b le plus en aval de l’arbre haute pression 10. Le deuxième palier arrière 11 c peut être monté sur le carter d’échappement 27. Le cas échéant, le premier et le deuxième palier arrière 11 b, 11c peuvent être montés sur une même virole cylindrique, qui est elle-même fixée sur le carter d’échappement 27.
Le carter d’entrée 26, le carter intermédiaire 23, le carter d’échappement 27 et le cas échéant le carter inter-turbine 24 forment des carters structuraux du système propulsif 1 par lesquels transitent les efforts générés par le système propulsif 1 .
Le découplage de l’arbre basse pression 11 et du rotor de soufflante 9 grâce au mécanisme de réduction 19 permet d’obtenir un système propulsif 1 efficace dont le rapport de pression de soufflante est inférieur à 1 ,45. Par conséquent, la quantité d’énergie nécessaire pour entrainer le rotor de soufflante 9 est réduite de sorte que le débit en entrée du compresseur haute pression 5 et donc la section d’entrée du compresseur haute pression 5 peuvent être réduits. Cela a cependant pour conséquence de limiter l’espace disponible pour l’arbre basse pression 11 (puisque l’arbre basse pression 11 est logé au sein de l’arbre haute pression 10). De plus, la diminution du débit dans le compresseur haute pression 5 a également pour effet de réduire le débit dans la turbine basse pression 8, ce qui permet d’augmenter la vitesse de rotation de l’arbre basse pression 11 et de réduire le couple transmis par l’arbre basse pression 11 et son diamètre. Toutefois, la diminution du diamètre de l’arbre basse pression 1 nécessite d’optimiser le comportement dynamique de l’arbre basse pression 11 pour éviter qu’il ne devienne davantage supercritique.
Afin d’optimiser le système propulsif 1 tout en maîtrisant le comportement dynamique de l’arbre basse pression 11 , le système propulsif 11 est dimensionné de sorte qu’une vitesse limite de l’arbre d’entrainement 11 respecte la formule suivante :
JCV > A * ^ a * 105 ( v1 ) ' où : XN est la vitesse limite de l’arbre d’entrainement (1 1 ), en tours par minute (tr/min) ;
Rnb est un rayon moyen du palier arrière 11 b le plus proche du palier avant 11a, en millimètres (mm) ; et di est la distance entre le centre de gravité Gna du palier avant 1 1a et un centre de gravité Giib du palier arrière 11 b le plus proche du palier avant 1 1a, en millimètres (mm) ; et
A = 5 500 mm*tr/min.
La vitesse limite XN correspond à la vitesse maximale absolue susceptible d’être rencontrée par l’arbre basse pression 11 durant tout le vol (selon le règlement de certification européen EASA CS-E 740 (ou selon le règlement de certification américain 14-CFR Part 33)). La vitesse limite correspond à la vitesse de rotation maximale lorsque le système propulsif est sain (et potentiellement en fin de vie). Elle est donc susceptible d’être atteinte par l’arbre basse pression 1 1 en condition de vol. Cette vitesse limite fait partie des données déclarées dans la certification moteur (« type certificate data sheet » en anglais). En effet, cette vitesse de rotation est habituellement utilisée comme vitesse de référence pour le dimensionnement des systèmes propulsifs 1 et dans certains essais de certification (tels que les essais de pertes d’aube ou d’intégrité du rotor).
Le rayon moyen Rnb du palier arrière 11 b (respectivement Rua du palier avant 11a) correspond à la distance, mesurée dans un plan normal à l’axe longitudinal X, entre l’axe X et le centre de gravité Gnb du palier arrière 11 b le plus proche du palier avant 11a, c’est-à-dire le plus en amont (respectivement le centre de gravité Gna du palier arrière 11a). On notera ici qu’un palier comprend une bague externe et une bague interne qui sont coaxiales ainsi que des roulements (billes, rouleaux, etc.) montés entre la bague interne et la bague externe et configurés pour permettre un mouvement relatif de la bague interne par rapport à la bague externe. La bague interne est montée sur l’arbre basse pression 11 et entrainée en rotation par l’arbre basse pression 11 ; la bague externe est montée sur une partie stator (carter d’entrée 26, carter inter-compresseurs 23, carter inter-turbines 24, carter d’échappement 27, etc.) du système propulsif 1. Le centre de gravité d’un palier correspond alors au centre de gravité de l’ensemble formé par la bague interne, la bague externe et les roulements. Lorsque la bague interne et/ou la bague externe est formée intégralement et en une seule pièce avec un support (bride, virole, enceinte, etc.) du système propulsif 1 de sorte que la bague ne peut être distinguée du support, le centre de gravité est déterminé sans tenir compte de la bague en question.
Lorsque l’arbre basse pression est supporté par deux paliers avant en amont de la chambre de combustion, la distance di est mesurée entre le palier avant 11a le plus proche de la chambre de combustion 6 (soit le palier avant 11a le plus en aval) et le palier arrière 11 b le plus proche de la chambre de combustion 6 (soit le palier arrière 11 b le plus en amont). En d’autres termes, la distance di correspond à la distance la plus faible entre les centres de gravité des paliers avant 11a et des paliers arrière 11 b.
Lorsque la vitesse limite XN respecte la formule (1 ), la vitesse limite est suffisamment élevée pour garantir que le premier mode de déformation de l’arbre basse pression 11 se trouve dans une plage de vitesse de rotation de l’arbre basse pression 11 dans laquelle la situation dynamique de l’arbre basse pression 11 peut être maîtrisée. Typiquement, pour un système propulsif comprenant un mécanisme de réduction 19, le premier mode de déformation de l’arbre basse pression 11 se produit à une vitesse transitoire correspondant par exemple à une vitesse inférieure à la vitesse du ralenti et n’est donc pas susceptible d’endommager le système propulsif 1. Ainsi il est choisi une vitesse transitoire qui n’intervient que très peu de temps dans le fonctionnement du système propulsif 1. Par exemple, le système propulsif est dimensionné de sorte que la vitesse critique correspond à une vitesse intervenant seulement au début du démarrage ou à la fin de l’arrêt du système propulsif 1 , telle qu’une vitesse inférieure à la vitesse de ralenti ou supérieure à la vitesse du ralenti mais en dehors d’une plage de fonctionnement régulière ou dans une plage de fonctionnement très peu usitée et transitoire lors du fonctionnement du système propulsif 1. L’arbre basse pression 11 reste donc supercritique mais sa situation dynamique est maîtrisée.
Par exemple, la vitesse limite XN respecte également la formule suivante : 105 (2) v ' où B = 8 500 mm*tr/min.
Lorsque l’arbre basse pression 11 ne respecte pas la formule (2), sa vitesse critique devient trop importante et implique des contraintes mécaniques et de dimensionnement difficiles à maîtriser.
La vitesse limite XN de l’arbre basse pression 11 peut typiquement être comprise entre 8 500 tours par minute et 12 000 tours par minute, par exemple entre 9 000 tours par minute et 11 000 tours par minute.
Il est possible de modifier la vitesse critique XN de l’arbre basse pression 11 en agissant sur les éléments suivants du système propulsif 1 :
1 . La géométrie de l’arbre (diamètres extérieurs et diamètres intérieurs). Le diamètre extérieur de l’arbre basse pression impacte la conception du corps haute pression, puisque l’arbre basse pression 11 passe à travers l’arbre haute pression 10 et contraint le rayon d’alésage de la turbine haute pression 7. De plus, les variations de forme intérieure permettant une augmentation de la vitesse critique de l’arbre basse pression 11 sont limitées par les contraintes de fabrication de l’arbre basse pression 11 . 2. Le matériau de l’arbre basse pression 11 (effet du ratio module d’Young/densité). Conventionnellement, des aciers sont employés avec de faibles variations de module de Young. En variante, l’arbre basse pression 11 peut également être réalisé dans des matériaux composites à matrice métallique, qui ont un ratio module d’Young/densité nettement supérieur mais une capacité de passage du couple aux interfaces plus faible que les aciers conventionnels.
3. Le nombre et la position des paliers 11a-11d de l’arbre basse pression 11. En effet, une architecture dans laquelle l’arbre basse pression 11 est supporté par quatre paliers permet d’augmenter la vitesse critique XN de l’arbre basse pression 1 1. L’ajout d’un palier en comparaison avec une configuration à trois paliers augmente cependant les difficultés d’intégration. Le cas échéant, les paliers arrière de l’arbre basse pression 1 1 peuvent être intégrés en amont de la turbine basse pression 8, ce qui permet d’augmenter la vitesse critique XN de l’arbre basse pression 11 au détriment de la longueur moteur.
4. La raideur des tourillons entre les rotors du corps basse pression. En effet, augmenter la raideur des tourillons permet d’augmenter la vitesse critique XN de l’arbre basse pression 11 . Toutefois, l’augmentation de raideur des tourillons augmente également les difficultés de réalisation et d’intégration.
Dans le cas de systèmes propulsifs à fort taux de dilution (BPR) et fort taux de compression global (OPR), le diamètre extérieur de l’arbre basse pression 11 et la distance entre les paliers basse pression sont fortement contraints par l’intégration du corps haute pression, ce qui mène à une situation dynamique supercritique qui doit être maîtrisée. Le dimensionnement de la vitesse limite XN de sorte à respecter la formule (1 ) et (2) permet ainsi d’optimiser l’intégration du corps haute pression en restant dans des domaines accessibles pour les autres paramètres cités plus haut. De plus, afin d’éviter la pénalité de longueur liée à l’intégration de paliers pour l’arbre basse pression en amont de la turbine basse pression, un ajustement de la distance d2 entre les centres de gravité des deux paliers arrière 11 b, 11c de l’arbre basse pression 11 conformément aux formules (3) et (4) (voir ci-après) permet d’obtenir la situation dynamique souhaitée.
Le cas échéant, afin d’améliorer encore la maîtrise de la supercriticité de l’arbre basse pression 11 , les paliers 11a-11c de l’arbre basse pression 11 comprennent un amortisseur de mode de palier 25 comprenant un film d’huile sous pression configuré pour amortir le passage de mode (amortissement visqueux). Ce type d’amortissement est généralement connu sous le terme anglais de « squeeze film ». Les paliers peuvent également comprendre une cage souple, montée entre la bague externe et un support rigide fixement solidaire d’une partie stator (carter d’entrée 26, carter inter-compresseurs 23, carter inter-turbines 24, carter d’échappement 27, etc.) du système propulsif 1 afin de maîtriser la raideur des paliers et d’affiner la position du premier mode de déformation. La cage comprend à cet effet une paroi généralement cylindrique montée entre le support rigide et la bague externe du palier et des colonnettes radialement déformables de manière à autoriser un déplacement radial de la paroi généralement cylindrique et donc du palier 11a-11c par rapport au support rigide. Des exemples de paliers avec cage souple et d’amortisseur par film de fluide sous pression comprenant une cage souple sont décrits dans les documents WO 2021/001610 et WO 2022/195198 au nom de la Déposante. L’amortissement de la réponse de l’arbre basse pression 11 grâce à ces amortisseurs de mode de palier 25 permet ainsi de limiter la résonance de l’arbre basse pression quand sa fréquence atteint le premier mode de déformation.
Dans une forme de réalisation, afin d’améliorer encore la maîtrise de la dynamique de l’arbre basse pression 11 , l’arbre basse pression 11 est en outre dimensionné en tenant compte de la position radiale et de l’encastrement des paliers arrière 11 b, 11 c de l’arbre 1 1 . En effet, plus les paliers arrière 11 b, 11c sont écartés et/ou plus les paliers arrière 11 b, 11c sont éloignés de l’axe X, plus les paliers arrière 11 b, 11c sont encastrés et donc plus l’arbre basse pression 11 est raide.
Ainsi, pour augmenter l’encastrement de l’arbre basse pression 11 et améliorer encore sa dynamique, la vitesse limite respecte également la formule suivante : où : Rm est un rayon moyen de la turbine basse pression 8, en millimètres (mm) ; d2 est la distance entre les centres de gravité des paliers arrière 11 b, 11c de l’arbre basse pression 11 , en millimètres (mm) ; et
C = 0,17 (mm*tr/min)-1, Ei = 378.
Par exemple, la vitesse limite respecte également la formule suivante : 1000 + E2 (4) où : E2 = 180. Lorsque l’arbre basse pression 11 ne respecte pas la formule (4), sa vitesse critique devient trop importante et implique des contraintes mécaniques et de dimensionnement difficiles à maîtriser.
Le rayon moyen Rm de la turbine basse pression 8 correspond à la moyenne arithmétique des rayons moyens des rotors 8a (roues d’aubes mobiles) de la turbine basse pression 8. Dans un étage donné, le rayon moyen R1 d’un rotor 8a correspond à la moyenne arithmétique entre le rayon externe du rotor 8a et le rayon interne du rotor 8a, où le rayon externe et le rayon interne sont mesurées entre l’axe de rotation X et la surface radiale interne du rotor 8a (qui délimite radialement à l’intérieur l’aube du rotor 8a), lorsque le système propulsif 1 est à froid. On notera que le rayon externe et le rayon interne sont tous les deux mesurés dans un plan normal à l’axe de rotation X de la turbine basse pression 8 à mi-distance entre le bord d’attaque 8c au sommet des aubes mobiles et le bord de 8d fuite au sommet des aubes mobiles (c’est-à-dire à 50 % de la corde en sommet d’aube), entre l’axe de rotation X et la surface radiale externe du rotor 8a (qui délimite radialement à l’extérieur l’aube du rotor 8a).
Dans le cas où l’arbre basse pression 11 est soutenu par exactement deux paliers arrière 11 b, 11c (et un ou deux paliers avant 11a), la distance d2 est mesurée entre les centres de gravité Giib et Giic de ces deux paliers 11 b et 11c. Lorsque l’arbre basse pression 1 1 est soutenu, en plus du ou des paliers avant 11a, par exactement trois paliers arrière, la distance d2 est mesurée entre le palier le plus en amont et le palier le plus en aval des paliers arrière.
L’arbre basse pression 11 étant logé dans l’arbre haute pression 10, son diamètre est contraint par le rayon moyen Rm_a de l’alésage de la turbine haute pression 7. Or, plus le diamètre de l’arbre basse pression 11 est grand, plus ses modes propres apparaissent à des vitesses de rotation élevées (ou, en d’autres termes, plus les modes de déformation de l’arbre sont décalés vers les fréquences hautes). Optionnellement, afin d’obtenir un compromis entre un rayon moyen d’alésage de la turbine haute pression 7 de petit diamètre - ce qui permet d’améliorer le taux de compression global du système propulsif et son taux de dilution BPR - tout en maîtrisant la situation dynamique de l’arbre basse pression 11 , le rayon moyen Rm_a d’un alésage de la turbine haute pression 7 peut respecter la formule suivante, en particulier lorsque la section de soufflante 2 est carénée :
Rm a < E * LHP 2 * XN * 10“9 + F, (5) où : Rm_a est exprimé en millimètres (mm) ;
LHP est la longueur du corps haute pression, en millimètres (mm) ;
E = 3,15 (mm.tr/min)'1 et F1 = 23 millimètres (mm).
En effet, et comme nous l’avons vu plus haut, la fréquence de déformation de l’arbre basse pression 1 1 est proportionnelle au rapport entre le diamètre de l’arbre basse pression 1 1 et la distance au carré (di2) entre les paliers 11a-11 b de l’arbre basse pression 11. Ainsi, plus les paliers 11a-11 b supportant l’arbre basse pression 11 sont éloignés, plus la fréquence de déformation (et donc les modes de déformation) de l’arbre basse pression 11 est basse. Or, la position des paliers 11a-11 b de l’arbre basse pression 11 dépend de la longueur du corps haute pression. En définissant le rayon moyen Rm_a de l’alésage de la turbine haute pression 7 en fonction de la longueur du corps haute pression LHP (qui est formé du compresseur haute pression 5 et de la turbine haute pression 7), le comportement dynamique de l’arbre basse pression 11 peut donc être mieux maîtrisé.
Par exemple, le rayon moyen Rm_a de l’alésage de chaque disque de la turbine haute pression 7 respecte la formule (5).
Un système propulsif 1 dont rayon moyen Rm_a de l’alésage de la turbine haute pression 7 respecte la formule (5) peut alors atteindre un taux de compression global, qui correspond au rapport de pression entre la pression en sortie du compresseur haute pression 5 et la pression en entrée du rotor de soufflante 9 (mesurée au niveau du pied du rotor de soufflante 9), être supérieur ou égal à 40 et inférieur ou égal à 70, par exemple supérieur ou égal à 44 et inférieur ou égal à 55.
La vitesse de rotation de la turbine haute pression 7 peut alors être comprise entre 15 000 tours par minute et 27 000 tours par minutes. Lorsque la vitesse de rotation de la turbine haute pression (et donc de l’arbre haute pression 10) est comprise dans cet intervalle et que son rayon moyen Rm_a respecte la formule (4), le chargement mécanique des rotors 7a est acceptable pour la turbine haute pression 7.
La longueur du corps haute pression LHP peut par exemple être comprise entre 950 mm et 1450 mm pour un corps haute pression comprenant entre dix et treize étages de compresseur et de turbine.
Le rayon moyen Rm_a d’un alésage de la turbine haute pression 7 peut également respecter la formule suivante, en particulier lorsque la section de soufflante 2 est carénée :
Rm_a > E UHP 2 * XN * 10 9 + F2 (6) où : F2 = 13 millimètres (mm). Le dimensionnement du rayon moyen de l’alésage de sorte à respecter la formule (6) assure un rayon minimal pour la turbine haute pression et garantit donc sa capacité à tenir aux efforts centrifuges.
Dans certains cas, le rayon moyen de l’alésage Rm_a de la turbine haute pression 7 est dimensionné avant de pouvoir déterminer la longueur du corps haute pression LHP. Dans ce cas, le rayon moyen de l’alésage peut être déterminé à partir des paramètres de dimensionnement fondamentaux que sont le diamètre Dg du rotor de soufflante 9, le taux de dilution BPR du système propulsif 1 ou encore la vitesse limite XN de l’arbre basse pression 11 , plutôt que la longueur du corps haute pression (comme défini dans les formules (5) et (6) :
/ 2 Q 5
Rm a < K * l L * J-^^ * Te + Tref) ' CAMMA~1 * 103 * n + M I * XN * 10-9 + Ni (7) où : BPR est le taux de dilution du système propulsif 1 , en livres de poussée ;
Dg est le diamètre du rotor de soufflante 9 en millimètres (mm), mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation (X) au niveau d’une intersection entre un sommet 21 et un bord d’attaque 22 des aubes 14 du rotor de soufflante (9) ;
Te est la température en entrée de la turbine basse pression 8, en degrés Celsius ;
Tref = 273 K ; n est le nombre d’étages dans le corps haute pression (c’est-à-dire dans la turbine haute pression 7 et dans le compresseur haute pression 5) ;
GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air ;
K = 6,76, L = 153,6 m-1.(°C)-1/2.(tr/min)-1, M = 421 mm.(°C)1/2 et Ni = - 11 millimètres (mm).
Comme cela a été précisé pour la formule (6), lorsque le rayon moyen de l’alésage Rm_a de la turbine haute pression 7 respecte la formule (7), le comportement dynamique de l’arbre basse pression 11 peut donc être mieux maîtrisé.
Par exemple, le rayon moyen Rm_a de l’alésage de chaque disque de la turbine haute pression 7 respecte la formule (7).
De plus, le rayon moyen de l’alésage peut également respecter la formule suivante : où N2 = - 21 millimètres (mm).
Par exemple, le rayon moyen Rm_a de l’alésage de chaque disque de la turbine haute pression 7 respecte la formule (8).
Par exemple, le système propulsif 1 est également dimensionné de sorte que le rayon moyen Rm_a de l’alésage de la turbine haute pression 7 respecte en outre la formule suivante, en particulier lorsque la section de soufflante 2 est carénée:
Rm a < I * FN * BPR * 10“4 + J (9) où : FN est la poussée du rotor de soufflante 9, en Newton (N) ; et
I = 0,16 millimètres par Newton (mm/N) et J = 28 millimètres (mm). En effet, le couple transmis par l’arbre basse pression 11 au rotor de soufflante 9 est lié à la poussée du rotor de soufflante 9 et au taux de dilution BPR du système propulsif 1. Par ailleurs, l’augmentation du taux de dilution BPR du système propulsif 1 permet de réduire le diamètre du corps haute pression, et donc du rayon moyen Rm_a de l’alésage de la turbine haute pression 7. Ainsi, en dimensionnant le système propulsif de sorte que le rayon moyen Rm_a de l’alésage de la turbine haute pression 7 respecte également la formule (9), on obtient un système propulsif 1 dans lequel la taille du corps haute pression et le diamètre de l’arbre basse pression 11 sont dimensionnés en fonction de la poussée du rotor de soufflante 9 (qui participe majoritairement à la poussée globale du système propulsif 1 ) et du taux de dilution BPR.
Par exemple, le rayon moyen Rm_a de l’alésage de chaque disque de la turbine haute pression 7 respecte la formule (9).
Par exemple, le rayon moyen de l’alésage de la turbine haute pression est au plus égal à 300 mm.
Dans une forme de réalisation, afin de maintenir la possibilité d’introduire et de passer l’arbre basse pression 11 dans l’arbre haute pression 10, tout en garantissant la capacité de l’arbre basse pression 11 à transmettre le couple nécessaire pour le rotor de soufflante 9 et le compresseur basse pression 4, le rayon moyen Rm_a de l’alésage de la deuxième turbine 7 respecte en outre la formule suivante, en particulier lorsque la section de soufflante 2 est carénée :
Rm a > G * FN * BPR * 10“4 + H (10) où : G = 0,16 millimètres par Newton (mm/N) et H = 18 millimètres (mm).
Par exemple, le rayon moyen Rm_a de l’alésage de chaque disque de la turbine haute pression 7 respecte la formule (10).
Exemple comparatif :
Le moteur 1 est un système propulsif double corps comprenant une section de soufflante 2 carénée correspondant au standard technique actuel (à la date de dépôt de la présente demande) que l’on cherche à améliorer.
Le moteur 2 est un système propulsif 1 double corps comprenant une section de soufflante 2 carénée conforme à l’enseignement de la présente demande dont l’arbre d’entrainement (c’est-à-dire ici l’arbre basse pression) présente une vitesse limite respectant les formules (1 ) et (2) définies plus haut.
Le moteur 1 et le moteur 2 ont tous deux un arbre basse pression supporté par exactement un palier en amont de la chambre de combustion et deux paliers en aval de la chambre de combustion. De plus, le palier avant comprend un amortissement par film de fluide sous pression.
La vitesse limite XN de l’arbre basse pression du moteur 1 est inférieure à la vitesse limite minimale définie par la formule (1) en fonction du rayon du palier arrière amont Rnb de l’arbre basse pression et de la distance inter-paliers di. La conséquence est que le premier mode de déformation de l’arbre basse pression, qui est supercritique, se produit à un régime transitoire proche du régime de décollage. De ce fait les charges vibratoires vues lors du passage du mode sont élevées malgré la présence de l’amortisseur de mode de palier. Cela est d’ailleurs confirmé par le fait que la vitesse limite XN de l’arbre basse pression du moteur 1 ne respecte pas la formule (4).
En comparaison, le vitesse limite de l’arbre basse pression du moteur 2 est supérieure à la vitesse limite minimale définie par la formule (1 ). Le premier mode de déformation de l’arbre basse pression, qui est supercritique, se produit donc dans une plage de fonctionnement transitoire plus proche du ralenti. L’amortisseur de mode de palier permet aussi d’amortir le passage de mode, sachant que les charges vibratoires sont modérées dans le moteur 2 dans cette plage de fonctionnement en comparaison avec les charges vibratoires subies par le moteur 1 . La vitesse limite XN reste par ailleurs suffisamment élevée pour éviter que le second mode de déformation ne soit dans la plage de fonctionnement du moteur 2. De plus, le diamètre de l’arbre basse pression est limité, malgré le fait qu’il n’entraine sept étages en tout (trois étages de compresseur 4 et quatre étages de turbine 8). Enfin, le rayon moyen de la turbine basse pression 8 du moteur 2 est plus faible que celui du moteur 1 , malgré un nombre d’étages plus important, de sorte que la turbine basse pression 8 du moteur 2 est plus compacte radialement que la turbine basse pression du moteur 1.
La vitesse limite XN de l’arbre basse pression du moteur 2 reste en outre inférieure à la vitesse limite maximale définie dans la formule (2) pour limiter les charges vibratoires vues lors du passage du mode.
Pour passer du moteur 1 (de référence) au moteur 2 (conforme à la divulgation), le diamètre Dg de la soufflante et le taux de dilution BPR ont été augmentés, ce qui a permis d’améliorer le rendement propulsif et de conserver une poussée de soufflante comparable compte-tenu de la baisse du rapport de pression de la section de soufflante 2. Par ailleurs, le taux de compression global a été augmenté, ainsi que la température en entrée de la turbine haute pression 7, ce qui a permis d’augmenter le rendement thermique du système propulsif 1.
Par ailleurs, le diamètre extérieur de l’arbre de la turbine basse pression 11 a été réduit pour faciliter l’intégration du corps haute pression en respectant notamment le dimensionnement mécanique des disques de la turbine haute pression. L’ajustement pour obtenir une vitesse critique du premier mode de déformation de l’arbre basse pression 11 dans la plage de régime définie par les formules (1 ) à (4) a été faite en adaptant la distance d2 entre les centres de gravité des paliers arrière de l’arbre basse pression 11 et en optimisant la géométrie intérieure de l’arbre basse pression 11 tout en respectant les contraintes de fabrication de l’arbre 11 .
Le nombre de paliers supportant l’arbre basse pression a été maintenu égal à 3 (et n’a pas été augmenté à 4) pour des raisons d’intégration du palier en amont de l’arbre basse pression, compte tenu de la position de la veine du compresseur basse pression.
La solution d’avancer un des deux paliers ou les deux paliers en aval de la turbine basse pression en amont de celle-ci a par ailleurs été écartée pour éviter un allongement du moteur 2 et une problématique de désalignement entre les deux paliers.

Claims

REVENDICATIONS
1. Système propulsif (1 ) aéronautique comprenant :
- un rotor de soufflante (9) raccordé à un arbre de soufflante (20) ;
- une turbine d’entrainement (8) configurée pour entrainer le rotor de soufflante (9) par l’intermédiaire d’un arbre d’entrainement (11 ) autour d’un axe de rotation (X) ;
- un mécanisme de réduction (19) couplant l’arbre d’entrainement (11 ) et l’arbre de soufflante (20) afin d’entrainer l’arbre de soufflante (20) à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement (11 );
- des paliers (11a-11c) configurés pour centrer l’arbre d’entrainement (11 ) par rapport à l’axe de rotation (X), les paliers (11a-11c) comprenant un palier avant (11a) s’étendant en amont d’une chambre de combustion du système propulsif (1 ) et deux paliers arrière (11 b, 11c) s’étendant en aval de la chambre de combustion, dans lequel une vitesse limite respecte la formule suivante : où : XN est la vitesse limite en tours par minute (tr/min) ;
Rnb est un rayon moyen du palier arrière (11 b) le plus proche du palier avant (11a), en millimètres (mm) ; et di est une distance entre un centre de gravité (Giia) du palier avant (1 1a) et un centre de gravité (Gnb) du palier arrière (11 b) le plus proche du palier avant (11a), en millimètres (mm) ; et
A = 5 500 mm*tr/min.
2. Système propulsif (1) selon la revendication 1 , dans lequel la vitesse limite de l’arbre d’entrainement (11 ) respecte en outre la formule suivante : 105 où B = 8 500 mm*tr/min.
3. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 et 2, dans lequel chaque palier est associé à un amortisseur de mode de palier (25).
4. Système propulsif selon la revendication 3, dans lequel les amortisseurs de mode de palier (25) comprennent un amortissement par film de fluide sous pression.
5. Système propulsif l’une des revendications 3 et 4, dans lequel les amortisseurs de mode de palier comprennent une cage déformable montée entre une bague de chaque palier et une partie stator (23, 24, 26, 27) du système propulsif (1 ).
6. Système propulsif selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel les paliers comprennent un palier avant supplémentaire s’étendant en amont du palier avant (1 1a).
7. Système propulsif selon l’une des revendications 1 à 6, dans lequel la vitesse limite de l’arbre d’entrainement (11 ) respecte en outre la formule suivante : où : Rm est un rayon moyen de la turbine d’entrainement (8), en millimètres (mm) ; d2 est une distance entre les centres de gravité des paliers arrière, en millimètres (mm) ; et
C = 170 (mm*tr/min)-1 et Ei = 378.
8. Système propulsif selon l’une des revendications 1 à 7, dans lequel la vitesse limite de l’arbre d’entrainement (11 ) respecte en outre la formule suivante : où : Rm est un rayon moyen de la turbine d’entrainement (8), en millimètres (mm) ; d2 est une distance entre les centres de gravité des paliers arrière, en millimètres (mm) ; et
C = 170 (mm*tr/min)-1 et E2 = 180.
9. Système propulsif selon l’une des revendications 1 à 8, dans lequel les paliers comprennent au moins un palier avant (1 1a) et exactement deux paliers arrière.
10. Système propulsif selon l’une des revendications 1 à 9, comprenant en outre une turbine supplémentaire (7) configurée pour entrainer un compresseur supplémentaire (5) par l’intermédiaire d’un arbre supplémentaire (10), l’arbre arbre supplémentaire (10) étant configuré pour tourner à une vitesse plus élevée que l’arbre d’entrainement (11 ) autour de l’axe de rotation (X), la turbine supplémentaire étant biétage.
11. Système propulsif (1 ) selon la revendication 10, dans lequel le compresseur supplémentaire (5) comprend au moins huit étages et au plus onze étages.
12. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 11 , dans lequel un rayon moyen d’un alésage de la turbine supplémentaire (7) est au plus égal à 300 mm.
13. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 12, dans lequel la turbine d’entrainement (8) comprend au moins trois étages et au plus cinq étages.
14. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 13, dans lequel un taux de réduction du mécanisme de réduction est supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 1 1 .
15. Aéronef comprenant au moins un système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 14 fixé à l’aéronef par l’intermédiaire d’un mât.
16. Procédé de dimensionnement d’un système propulsif (1 ) comprenant un mécanisme de réduction (19) couplant un arbre d’entrainement (11 ) et un rotor de soufflante (9) pour entrainer le rotor de soufflante (9) à une vitesse inférieure à une vitesse de l’arbre d’entrainement (11 ), et des paliers (11a-11c) configurés pour centrer l’arbre d’entrainement (11 ) par rapport à l’axe de rotation (X), les paliers (11a-11c) comprenant un palier avant s’étendant en amont d’une chambre de combustion du système propulsif (1 ) et deux paliers arrière s’étendant en aval de la chambre de combustion, le système propulsif étant dimensionné de sorte qu’une vitesse limite de l’arbre d’entrainement (11 ) respecte la formule suivante : r XN > A * * 105 où : XN est la vitesse limite de l’arbre d’entrainement (1 1 ), en tours par minute (tr/min) ;
Rnb est un rayon moyen du palier arrière (11 b) le plus proche du palier avant (11a), en millimètres (mm) ; et di est une distance entre un centre de gravité (Giia) du palier avant (11a) et un centre de gravité (Gnb) du (11 b) palier arrière (11 b) le plus proche du palier avant (11a), en millimètres (mm) ; et
A = 5 500 mm*tr/min.
17. Procédé de dimensionnement selon la revendication 16, dans lequel le système propulsif étant dimensionné de sorte que la vitesse limite de l’arbre d’entrainement (11 ) respecte en outre la formule suivante : où B = 8 500 mm*tr/min.
18. Procédé de dimensionnement selon l’une des revendications 16 et 17, dans lequel le système propulsif étant dimensionné de sorte que la vitesse limite de l’arbre d’entrainement (11 ) respecte en outre la formule suivante : où : Rm est un rayon moyen de la turbine d’entrainement (8), en millimètres (mm) ; d2 est une distance entre les centres de gravité des paliers arrière, en millimètres (mm) ; et
C = 170 (mm*tr/min)-1 et Ei = 378.
19. Procédé de dimensionnement selon l’une des revendications 16 à 18, dans lequel le système propulsif étant dimensionné de sorte que la vitesse limite de l’arbre d’entrainement (11 ) respecte en outre la formule suivante : où : Rm est un rayon moyen de la turbine d’entrainement (8), en millimètres (mm) ; d2 est une distance entre les centres de gravité des paliers arrière, en millimètres (mm) ; et
C = 170 (mm*tr/min)-1 et E2 = 180. Tl
20. Procédé de fabrication d’un système propulsif aéronautique comprenant les étapes suivantes :
- dimensionner le système propulsif aéronautique conformément au procédé selon l’une des revendications 16 à 19 ; et
- fabriquer le système propulsif aéronautique.
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