EP4638926A1 - Amélioration du comportement dynamique de l'arbre d'entrainement du rotor de soufflante d'un système propulsif aéronautique - Google Patents

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

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Publication number
EP4638926A1
EP4638926A1 EP23844108.3A EP23844108A EP4638926A1 EP 4638926 A1 EP4638926 A1 EP 4638926A1 EP 23844108 A EP23844108 A EP 23844108A EP 4638926 A1 EP4638926 A1 EP 4638926A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
turbine
propulsion system
millimeters
shaft
rpm
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
EP23844108.3A
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
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of EP4638926A1 publication Critical patent/EP4638926A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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Classifications

    • 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 fan rotor drive shaft of an aeronautical propulsion system
  • the present application generally concerns the field of propulsion systems, and more particularly aeronautical propulsion systems having a high, or even very high, dilution rate.
  • 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.
  • this reduction in the diameter of the low pressure shaft has the effect of reducing the frequency of the natural modes, while increasing the rotational speed of the low pressure shaft enlarges the operating range of the low pressure shaft. .
  • the low pressure shaft can exceed a critical speed and can resonate. At resonance, which occurs when the low pressure shaft passes the critical speed, it undergoes overvoltage phenomena which amplify the deformations and forces caused by the (inevitable) unbalances of the low pressure shaft. Under these conditions, the low pressure shaft is said to be supercritical.
  • 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 first turbine configured to drive a first compressor via a first shaft around an axis of rotation
  • a second turbine configured to drive a second compressor via a second shaft, the second shaft being configured to rotate at a higher speed than the first shaft around the axis of rotation;
  • R m _a is the average radius of the bore of the second turbine in millimeters (mm);
  • FN is the thrust of the propulsion system measured when the propulsion system is stationary in takeoff mode 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 hub-head ratio of the second turbine is between 0.77 and 0.90;
  • the propulsion system comprises a further bearings configured to center the first shaft by relative to the axis of rotation, the bearings include a bearing mode damper;
  • the propulsion system further comprises an inter-turbine casing extending between the first turbine and the second turbine and configured to support the second turbine through a bearing assembly;
  • the inter-turbine casing comprises a plurality of guide vanes configured to straighten an air flow entering the first turbine
  • the propulsion system includes between twenty and thirty guide vanes
  • an overall compression ratio of the propulsion system corresponding to the ratio between a pressure at the outlet of the second compressor and a pressure at the inlet of the fan rotor, is greater than or equal to 40 and less than or equal to 70;
  • the second turbine is two-stage
  • the second compressor comprises at least eight stages and at most eleven stages
  • the dilution rate of the propulsion system is greater than or equal to 10, for example between 10 and 35 inclusive, for example between 10 and 18 inclusive, for example between 10 and 15 inclusive;
  • the first turbine comprises at least three stages and at most five stages;
  • the first compressor comprises at least two stages and at most four stages.
  • an aircraft comprising at least one propulsion system according to the first aspect fixed to the aircraft via a mast.
  • a method of sizing or manufacturing a propulsion system comprising a reduction mechanism coupling a first turbine and a fan rotor to drive the fan rotor at a speed lower than a speed of the first turbine , and a second turbine configured to rotate at a higher speed than the first turbine, the second turbine being dimensioned so that an average radius of a bore of the second turbine complies with the following formula:
  • R m _a is the average radius of the bore of the second turbine in millimeters
  • FN is the thrust of the propulsion system measured when the propulsion system is stationary in takeoff mode 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 second turbine is dimensioned so that the average radius of the bore of the second turbine is the average radius of the bore of the second turbine also respects the following formula:
  • the second turbine is dimensioned so that the average radius of the bore of the second turbine also respects the following formula:
  • R m _a EU Hf S XN * 10 9 + F 2
  • the second turbine is dimensioned so that the average radius of the bore of the second turbine also respects the following formula: . 2
  • the second turbine is dimensioned so that the average radius of the bore of the second turbine also respects the following formula: . 2
  • Figure 1 is a schematic, partial and sectional view of an example of a propulsion system conforming to one embodiment
  • Figure 2 is a schematic sectional view of an example of a reduction mechanism according to a first variant
  • Figure 3 is a schematic sectional view of an example of a reduction mechanism according to a second variant
  • Figure 4 is an example of an aircraft that may comprise at least one propulsion system conforming to one embodiment
  • Figure 5 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 in reference to a radial direction so that the internal part or face of an element is closer to the X axis than the external part or 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 circulate 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 fan casing 12 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 feature 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 18 can be fixed relative to the hub 18 or have variable timing.
  • 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.
  • not installed it will be understood here that 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 propulsive efficiency, which is favorably influenced by a minimization of the variation in kinetic energy of the air as it crosses of the propulsion system 1.
  • the propulsive efficiency is conditioned to the first order by the propulsive efficiency, which is favorably influenced by a minimization of the variation in kinetic energy of the air as it crosses of the propulsion system 1.
  • most of the flow generating the propulsive force is constituted by the secondary air flow F2 of the propulsion system 1, the kinetic energy of the air flow secondary 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 is streamlined and for this purpose comprises a fan casing 12, the fan rotor 9 being housed in the fan casing 12.
  • the fan section 2 comprises in particular 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, for example between 10 and 15 inclusive.
  • the fan rotor 9 is preferably with variable timing.
  • 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 blower pressure ratio can be between 1.20 and 1.45.
  • the reduction mechanism 19 may comprise a reduction mechanism 19, in this 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 2) 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 19c satellite series is mounted on a 19d satellite carrier 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 epicyclic ("planetary" type). in English) ( Figure 3), 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 planet carrier 19d which is therefore mobile in rotation relative to to a stator part 19 e 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, for example greater than or equal to 2.7 and less than or equal to 6.0, for example around 3.0.
  • the decoupling of the low pressure shaft 11 and the fan rotor 9 thanks to the reduction mechanism makes it possible to obtain an efficient propulsion system 1 whose fan pressure ratio is less than 1.45. Consequently, the amount of energy to drive the fan rotor 9 is reduced so that the inlet flow rate of the high pressure compressor 5 and therefore the inlet section of the high pressure compressor 5 can be reduced.
  • This has the effect 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, which makes it possible to increase the speed of rotation of the low pressure shaft 11 and to reduce the transmitted torque. by the low pressure shaft 1 1 and its diameter. However, 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 the average radius R m _a of a bore of the high pressure turbine 7 is at most equal to :
  • FN is the thrust of the propulsion system, in Newton (N);
  • BPR is the dilution rate of propulsion system 1
  • the torque transmitted by the low pressure shaft 11 to the fan rotor 9 is linked to the thrust of the fan rotor 9 and to the BPR dilution rate of the propulsion system 1. Furthermore, the increase in the BPR dilution rate of the propulsion system 1 makes it possible to reduce the diameter of the high pressure body, and therefore the average radius R m _a of the bore of the high pressure turbine 7.
  • the average radius R m _a of the bore of the high pressure turbine 7 corresponds to the distance, measured in a plane normal to the longitudinal axis movable blades of the rotor 7a most upstream of the high pressure turbine 7 (that is to say of the rotor 7a of the first stage of the high pressure turbine 7), between the bore of the rotor disc 7a of the high turbine pressure 7 and the axis of rotation X.
  • the bore here corresponds to the radially internal face of the rotor disk 7a.
  • the average radius R m _a of the bore of each disc of the high pressure turbine 7 complies with formula (1).
  • the average bore radius of the high pressure turbine is at most equal to 300 mm.
  • a propulsion system 1 whose average radius R m _a of the bore of the high pressure turbine 7 respects formula (1) 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 (1), the mechanical loading of the rotors 7a is acceptable for the high pressure turbine 7.
  • the propulsion system 1 is further dimensioned so that the average radius R m _a of the bore of the high pressure turbine 7 is at most equal to:
  • LHP is the length of the high pressure body, in millimeters (mm);
  • XN is the redline speed of the low pressure shaft 11, in revolutions per minute (rpm), which corresponds to the absolute maximum speed likely to be encountered by the low pressure shaft 11 throughout the flight (according to the European certification regulation EASA CS-E 740 (or according to the American certification regulation 14-CFR Part 33.87)).
  • 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 11 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 length LHP of the high pressure body corresponds to the distance between an inlet of the high pressure compressor 5 and an outlet of the high pressure turbine 7.
  • the inlet of the high pressure compressor 5 corresponds to the most upstream part of the impeller.
  • movable blades 5b (rotor) most upstream of the high pressure compressor 5 that is to say generally the leading edge 5c at the blade root of the first stage of the high pressure compressor 5.
  • the outlet of the high pressure turbine 7 corresponds to the most downstream part of the moving blade wheel 7a (rotor) of the high pressure turbine 7 (that is to say generally the trailing edge 7d at the base d dawn of the last stage of 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 also respects the following formula, in particular when the fan section 2 is ducted:
  • 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 low pressure shaft 11 is large the more its eigenmodes appear at high rotational speeds (or, in other words, the more the shaft deformation modes are shifted towards high frequencies).
  • Formula (1) thus makes it possible to obtain a compromise between an average bore radius of the high pressure turbine 7 of small diameter - which makes it possible to improve the overall compression rate of the propulsion system and its BPR dilution rate - while controlling the dynamic situation of the low pressure shaft 11.
  • the deformation frequency of the low pressure shaft 11 is proportional to the ratio between the diameter of the low pressure shaft 11 and the squared distance between the bearings 11a-11c of the low pressure shaft 11.
  • the position of the bearings 11a-11c of the low pressure shaft 11 depends on the length LHP of the high pressure body.
  • the limiting speed XN is between 8,500 revolutions per minute and 12,000 revolutions per minute, for example between 9,000 revolutions per minute and 11,000 revolutions per minute.
  • the average radius R m _a of the bore of each disc of the high pressure turbine 7 complies with formula (2).
  • 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;
  • 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); Note that Figure 1 being a partial view, the diameter Dg is only partially visible;
  • Te is the maximum temperature at the inlet 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 (4).
  • the temperature Te at the inlet of the low pressure turbine 8 can be between 950°C and 1230°C.
  • the average radius R m _a of the bore of each disc of the high pressure turbine 7 complies with formula (5).
  • the average radius R m _a of the bore of the second turbine 7 is at least equal to:
  • R ma G * FN * BPR * 10“ 4 + H (6)
  • R m _a of the bore of each disc of the high pressure turbine 7 complies with formula (6).
  • the position of the bearings 11a-11c of the low pressure shaft 11 could also have an influence on the modes of deformation of the low pressure shaft 11.
  • the low pressure shaft 11 is supported by three or four bearings l la, 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 low pressure shaft can thus comprise one or two front bearings 11a and two rear bearings l l b, 11c.
  • a first front bearing 11a is 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 front bearing 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. between the compressor low pressure 4 and the high pressure compressor 5.
  • 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 (i.e.
  • the first rear bearing 11 b can be mounted on the exhaust casing 27, which extends immediately downstream of the low pressure turbine 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 11c can be mounted on the casing exhaust 27. If necessary, the first and second rear bearings 11b, 11c can be mounted on the same cylindrical ferrule, 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.
  • High pressure turbines 7 respecting formula (1) can then have a hub-head ratio, which corresponds to the ratio between an external radius R2 of the high pressure turbine 7 and an internal radius R1 of the rotor 7a (moving blade wheels) of the high pressure turbine 7, greater than 0.77 and less than 0.90.
  • the external radius R2 of the high pressure turbine 7 and the internal radius R1 are measured here in a plane normal to the axis of rotation rotor 7a at the level of the hub (that is to say at 50% of the chord at the blade root) of the rotor 7a most downstream of the high pressure turbine 7 (that is to say, of the last stage of the high pressure turbine 7).
  • the external radius R2 of the high pressure turbine 7 corresponds to the distance, in this plane, between the top 7e of the blades of the rotor 7a of the high pressure turbine 7 and the axis of rotation X of the high pressure turbine 7.
  • the radius internal R1 of the rotor 7a corresponds to the distance, in a plane normal to the axis of rotation flow in the rotor 7a) and the axis of rotation
  • Such high pressure turbines 7 then have an optimized outlet section Ss. Indeed, the more the hub-head ratio is reduced, the lower the external diameter of the high pressure turbine 7 (at iso-section).
  • the sizing of the high pressure turbine 7 so as to obtain a hub-head ratio of between 0.77 and 0.90 therefore makes it possible to make the high pressure turbine 7 more efficient, and therefore to reduce the specific consumption of the propulsion system 1, without for as much to penalize the dynamic behavior of the low pressure shaft 11.
  • the bearings 11a-11c of the low pressure shaft 11 comprise a bearing mode damper comprising a pressurized oil film configured to damp the mode change (viscous damping). This type of damping is generally known by the English term “squeeze film”.
  • the propulsion system 1 further comprises an inter-turbine casing 24 extending between the high pressure turbine 7 and the low pressure turbine 8.
  • the inter-turbine casing delimits the flow path between the high pressure turbine 7 and the low pressure turbine 8 and comprises guide vanes 25 configured to straighten a flow of air leaving the high pressure turbine 7 and thus make it possible to improve the supply of the low pressure turbine 8 and therefore the efficiency of the low pressure body pressure.
  • the guide vanes 25 therefore have an aerodynamic surface configured to redirect the flow of air entering the low pressure turbine 8.
  • the propulsion system 1 comprises between twenty and thirty guide vanes 25.
  • the inter-turbine casing 24 forms a structural casing of the propulsion system 1 making it possible to improve the overall dynamics of the propulsion system 1.
  • the inter-turbine casing comprises an internal shell mounted on a set of bearings of the propulsion system 1, typically a rear bearing 26 of the high pressure shaft, an external shroud which can be configured to take up the mechanical forces in the propulsion system 1, as well as a series of arms extending radially between the internal shroud and the external shell and configured to allow the passage of easements and the resumption of mechanical forces between the internal shell and the external shell.
  • the guide vanes 25 can be distinct from the arms and extend between the arms and the low pressure turbine 8.
  • Engine 1 is a double-body propulsion system comprising a ducted fan and corresponding to the current technical standard (at the filing date of this application) which we seek to improve.
  • the engine 2 is a double-body propulsion system comprising a ducted fan which conforms to the teaching of the present application and has an average bore radius which complies with formula (1).
  • Engine 1 also has an average bore radius R m _a less than the minimum average bore radius R ma _MiN as defined in formula (1), while the engine 2 has an average bore radius R m _a conforming to formula (1).
  • engine 2 is more compact than engine 1 with a higher dilution ratio, a reduced number of stages, and a dynamic situation of the low pressure shaft of engine 2 which is supercritical.
  • This dynamic situation can however be controlled via the introduction of flexible cages and viscous vibration dampers on all or part of the bearings of the low pressure shaft (notably the most upstream bearing).
  • optimization of the positioning of the vein of the high pressure body associated with an improvement in the cooling efficiency of the blades of the high pressure turbine and improved active control of the clearances at the tip of the blade in the high pressure turbine makes it possible in particular the passage from 10 to 9 stages in the high pressure compressor.
  • the reduction in the number of stages (going from 4 to 3 stages) in the low pressure turbine is also associated with an increase in the reduction ratio of the reduction mechanism and an increase in the rotation speed of the fan rotor. Maintaining the compactness of the reduction mechanism is made possible by improving materials, for example the use of ceramic rolling elements (bearings).
  • the expected gain for engine 2 compared to engine 1 is reduced consumption installed on the aircraft due to reduced friction drag (reduced fan rotor diameter and reduced engine length) and reduced mass.

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Abstract

Un système propulsif (1) aéronautique présente un rayon moyen d'un alésage Rm_a de la turbine haute pression (7) respecte la formule (I) où : FN est la poussée du système propulsif (1); BPR est le taux de dilution du système propulsif (1); et I = 0,16 millimètres par Newton (mm/N) et J = 28 millimètres.

Description

DESCRIPTION
TITRE : Amélioration du comportement dynamique de l’arbre d’entrainement du rotor de 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 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 des modes propres, tandis que 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 peut dépasser une vitesse critique et peut entrer en résonnance. 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 selon un premier aspect un système propulsif aéronautique comprenant :
- une première turbine configurée pour entrainer un premier compresseur par l’intermédiaire d’un premier arbre autour d’un axe de rotation ;
- une deuxième turbine configurée pour entrainer un deuxième compresseur par l’intermédiaire d’un deuxième arbre, le deuxième arbre étant configuré pour tourner à une vitesse plus élevée que le premier arbre autour de l’axe de rotation ;
- un rotor de soufflante raccordé à un arbre de soufflante ;
- un mécanisme de réduction couplant le premier arbre et l’arbre de soufflante afin d’entrainer l’arbre de soufflante à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation du premier arbre; dans lequel un rayon moyen d’un alésage de la deuxième turbine respecte la formule suivante :
Rm a < I * FN * BPR * 10“4 + J où : Rm_a est le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine en millimètres (mm) ;
FN est la poussée du système propulsif 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.
Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du système propulsif selon le premier aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison : le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine respecte en outre la formule suivante : Rm a > G * FN * BPR * 10“4 + H où G = 0,16 millimètres par Newton (mm/N) et H = 18 millimètres (mm) ; le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine respecte en outre la formule suivante : Rm a < E * LHP 2 * XN * 10“9 + Fi où : LHP est une distance entre une entrée du deuxième compresseur et une sortie de la deuxième turbine en millimètres (mm) ; E = 3,15 (mm.tr/min)-1 et Fi = 23 millimètres (mm) ; et XN est la vitesse limite du premier arbre, en tours par minute (tr/min) ; le rayon moyen d’un alésage de la deuxième turbine respecte en outre la formule suivante : Rm_a > E UHfS XN * 10 9 + F2 où : LHP est une distance entre une entrée du deuxième compresseur (5) et une sortie de la deuxième turbine en millimètres (mm) ; E = 3,15 (mm. tr/min)-1 et F2 = 13 millimètres (mm) ; et XN est la vitesse limite du premier arbre, en tours par minute (tr/min) ; le rayon moyen d’un alésage de la deuxième turbine respecte en outre 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 maximale 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 = 273K ; n est le nombre d’étages dans la deuxième turbine et le deuxième compresseur ; GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air ; XN est la vitesse limite du premier arbre, en tours par minute (tr/min) ; 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 rayon moyen d’un alésage de la deuxième turbine respecte en outre la formule suivante : . 2
Rm a > K * * 103 * n + M ] * XN * 10“9 + N, 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 maximale 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 = 273K ; n est le nombre d’étages dans la deuxième turbine et le deuxième compresseur ; GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air ; XN est la vitesse limite du premier arbre, en tours par minute (tr/min) ; et K = 6,76, L = 153,6 m-1.(°C)-1/2. (tr/min)-1, M = 421 mm.(°C)1/2 et N2 = - 21 millimètres (mm) ;
- un rapport moyeu-tête de la deuxième turbine est compris entre 0,77 et 0,90 ;
- le système propulsif comprend un outre des paliers configurés pour centrer le premier arbre par rapport à l’axe de rotation, les paliers comprennent un amortisseur de mode de palier ;
- le système propulsif comprend un outre un carter inter-turbine s’étendant entre la première turbine et la deuxième turbine et configuré pour supporter la deuxième turbine à travers un ensemble de palier ;
- le carter inter-turbine comprend une pluralité d’aubes de guidage configurées pour redresser un flux d’air en entrée de la première turbine ;
- le système propulsif comprend entre vingt et trente aubes de guidage
- un taux de compression global du système propulsif, correspondant au rapport entre une pression en sortie du deuxième compresseur et une pression en entrée du rotor de soufflante, est supérieur ou égal à 40 et inférieur ou égal à 70 ;
- la deuxième turbine est biétage ;
- le deuxième compresseur comprend au moins huit étages et au plus onze étages ;
- le taux de dilution du système propulsif est supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, par exemple entre 10 et 18 inclus, par exemple entre 10 et 15 inclus ;
- la première turbine comprend au moins trois étages et au plus cinq étages ; et/ou
- le premier compresseur comprend au moins deux étages et au plus quatre étages.
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 une première turbine et un rotor de soufflante pour entrainer le rotor de soufflante à une vitesse inférieure à une vitesse de la première turbine, et une deuxième turbine configurée pour tourner à une vitesse plus élevée que la première turbine, la deuxième turbine étant dimensionnée de sorte qu’un rayon moyen d’un alésage de la deuxième turbine respecte la formule suivante :
Rm a < I * FN * BPR * 10“4 + J où : Rm_a est le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine en millimètres ;
FN est la poussée du système propulsif 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.
Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du procédé de dimensionnement selon le troisième aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison :
- la deuxième turbine est dimensionnée de sorte que le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine est le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine respecte en outre la formule suivante :
Rm a > G * FN * BPR * 10“4 + H où G = 0,16 millimètres par Newton (mm/N) et H = 18 millimètres (mm) ; - la deuxième turbine est dimensionnée de sorte que le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine respecte en outre la formule suivante :
Rm a < E * LHP 2 * XN * 10“9 + F, où : LHP est une distance entre une entrée du deuxième compresseur (5) et une sortie de la deuxième turbine en millimètres (mm) ; E = 3,15 (mm.tr/min)-1 et Fi = 23 millimètres (mm) ; et XN est la vitesse limite du premier arbre, en tours par minute (tr/min) ;
- la deuxième turbine est dimensionnée de sorte que le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine respecte en outre la formule suivante :
Rm_a > E UHfS XN * 10 9 + F2 où : LHP est une distance entre une entrée du deuxième compresseur et une sortie de la deuxième turbine en millimètres (mm) ; E = 3,15 (mm. tr/min)-1 et F2 = 13 millimètres (mm) ; et XN est la vitesse limite du premier arbre, en tours par minute (tr/min) ;
- la deuxième turbine est dimensionnée de sorte que le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine respecte en outre 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 maximale 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 = 273K ; n est le nombre d’étages dans la deuxième turbine et le deuxième compresseur ; GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air ; XN est la vitesse limite du premier arbre, en tours par minute (tr/min) ; 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) ;
- la deuxième turbine est dimensionnée de sorte que le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine respecte en outre la formule suivante : . 2
Rm a > K * * 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 maximale 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 = 273K ; n est le nombre d’étages dans la deuxième turbine et le deuxième compresseur ; GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air ; XN est la vitesse limite du premier arbre, en tours par minute (tr/min) ; et K = 6,76, L = 153,6 m-1.(°C)-1/2. (tr/min)-1, M = 421 mm.(°C)1/2 et N2 = - 21 millimètres (mm). Selon un quatrième aspect, il est proposé un procédé de fabrication d’un système propulsif comprenant les étapes suivantes :
- dimensionner le système propulsif conformément au procédé du troisième aspect ; et
- fabriquer le système propulsif.
DESCRIPTION DES FIGURES
D’autres caractéristiques, buts et avantages de l’invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels :
La figure 1 est une vue schématique, partielle et en coupe d’un exemple de système propulsif conforme à un mode de réalisation ;
La figure 2 est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction selon une première variante ;
La figure 3 est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction selon une deuxième variante;
La figure 4 est un exemple d’aéronef pouvant comprendre au moins un système propulsif conforme à un mode de réalisation ; et
La figure 5 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 un carter de soufflante 12 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 18 peuvent être fixes par rapport au moyeu 18 ou présenter un calage variable.
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, 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 est carénée et comprend à cet effet un carter de soufflante 12, le rotor de soufflante 9 étant logé dans le carter de soufflante 12.
La section de soufflante 2 comprend en particulier 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, par exemple entre 10 et 15 inclus. A noter que, lorsque le taux de dilution est supérieur ou égal à 25, le rotor de soufflante 9 est de préférence à calage variable. 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 être compris entre 1 ,20 et 1 ,45.
Le mécanisme de réduction 19 peut comprendre un mécanisme de réduction 19, dans cet 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 2) 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 3), 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 , par exemple supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 6,0, par exemple autour de 3,0.
Le découplage de l’arbre basse pression 11 et du rotor de soufflante 9 grâce au mécanisme de réduction 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 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 1 1 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, 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 1 1 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 que le rayon moyen Rm_a d’un alésage de la turbine haute pression 7 est au plus égal à :
Rm a < / * F/V * BPR * 10“4 + J (1 ) où : Rm_a est exprimé en millimètres (mm) ;
FN est la poussée du système propulsif, en Newton (N) ;
BPR est le taux de dilution du système propulsif 1 ; 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 (2), 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.
Le rayon moyen Rm_a de l’alésage de la turbine haute pression 7 correspond à la distance, mesurée dans un plan normal à l’axe longitudinal X à mi-distance entre le bord d’attaque 7c et le bord de fuite 7d des aubes mobiles du rotor 7a le plus en amont de la turbine haute pression 7 (c’est-à-dire du rotor 7a du premier étage de la turbine haute pression 7), entre l’alésage du disque du rotor 7a de la turbine haute pression 7 et l’axe de rotation X. L’alésage correspond ici à la face radialement interne du disque du rotor 7a.
Par exemple, le rayon moyen Rm_a de l’alésage de chaque disque de la turbine haute pression 7 respecte la formule (1 ).
Par exemple, le rayon moyen de l’alésage de la turbine haute pression est au plus égal à 300 mm.
Un système propulsif 1 dont rayon moyen Rm_a de l’alésage de la turbine haute pression 7 respecte la formule (1 ) 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 compris 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 (1 ), le chargement mécanique des rotors 7a est acceptable pour la turbine haute pression 7.
Par exemple, le système propulsif 1 est en outre dimensionné de sorte que le rayon moyen Rm_a de l’alésage de la turbine haute pression 7 est au plus égal à:
Rm a < E * LHP 2 * XN * 10“9 + F, (2) où : LHP est la longueur du corps haute pression, en millimètres (mm) ;
E = 3,15 (mm.tr/min)'1 et Fi = 23 millimètres (mm) ; et
XN est la vitesse limite (redline speed en anglais) de l’arbre basse pression 11 , en tours par minute (tr/min), qui 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 33.87)). La vitesse limite correspond à la vitesse de rotation maximale lorsque le système propulsif est sain (et potentiellement fin de vie). Elle est donc susceptible d’être atteinte par l’arbre basse pression 11 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). La longueur LHP du corps haute pression correspond à la distance entre une entrée du compresseur haute pression 5 et une sortie de la turbine haute pression 7. L’entrée du compresseur haute pression 5 correspond à la partie la plus en amont de la roue d'aubes mobiles 5b (rotor) la plus en amont du compresseur haute pression 5 (c’est-à-dire généralement le bord d’attaque 5c en pied d’aube du premier étage du compresseur haute pression 5). La sortie de la turbine haute pression 7 correspond à la partie la plus en aval de la roue d’aubes mobiles 7a (rotor) de la turbine haute pression 7 (c’est-à-dire généralement le bord de fuite 7d en pied d’aube du dernier étage de 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 respecte également la formule suivante, en particulier lorsque la section de soufflante 2 est carénée :
Rm_a > E UHP 2 * XN * 10 9 + F2 (3) où : F2 = 13 millimètres (mm).
Le dimensionnement du rayon moyen de l’alésage de sorte à respecter la formule (3) assure un rayon minimal pour la turbine haute pression et garantit donc sa capacité à tenir aux efforts centrifuges.
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). La formule (1 ) permet ainsi 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 .
En effet, la fréquence de déformation de l’arbre basse pression 11 est proportionnelle au rapport entre le diamètre de l’arbre basse pression 11 et à la distance au carré entre les paliers 11a-11c de l’arbre basse pression 11. Ainsi, plus les paliers 11a-11c 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-11c de l’arbre basse pression 11 dépend de la longueur LHP 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 LHP du corps haute pression (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.
On notera que la vitesse limite XN est 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.
Par exemple, le rayon moyen Rm_a de l’alésage de chaque disque de la turbine haute pression 7 respecte la formule (2). 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 (4) où : BPR est le taux de dilution du système propulsif 1 ;
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) ;A noter que la figure 1 étant une vue partielle, le diamètre Dg n’est que partiellement visible ;
Te est la température maximale en entrée de la turbine basse pression 8, en degrés Celsius ;
Tref = 273 K ; n est le nombre d’étages dans la deuxième turbine (7) et le deuxième compresseur (5) ;
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).
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.
De préférence, le rayon moyen Rm_a de l’alésage de chaque disque de la turbine haute pression 7 respecte la formule (4).
La température Te en entrée de la turbine basse pression 8 peut être comprise entre 950°C et 1230°C.
De plus, le rayon moyen de l’alésage respecte également la formule suivante : où N2 = - 21 millimètres (mm).
De préférence, le rayon moyen Rm_a de l’alésage de chaque disque de la turbine haute pression 7 respecte la formule (5).
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 est au moins égal à :
Rm a > G * FN * BPR * 10“4 + H (6) 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 (6).
La Déposante s’est également aperçue du fait que la position des paliers 11a-11c de l’arbre basse pression 11 pouvaient également avoir une influence sur les modes de déformation de l’arbre basse pression 11. Dans le cas d’espèce, l’arbre basse pression 11 est supporté par trois ou quatre paliers l la, 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.
L’arbre basse pression peut ainsi comprendre un ou deux paliers avant 11a et deux paliers arrière l l b, 11c. Un premier palier avant 11a est 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 11c peut être monté sur le carter d’échappement 27. Le cas échéant, le premier et le deuxième palier arrière 11b, 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 .
Des turbines haute pression 7 respectant la formule (1 ) peuvent alors présenter un rapport moyeu-tête, qui correspond au rapport entre un rayon externe R2 de la turbine haute pression 7 et un rayon interne R1 du rotor 7a (roues d’aubes mobiles) de la turbine haute pression 7, supérieur à 0,77 et inférieur à 0,90. Le rayon externe R2 de la turbine haute pression 7 et le rayon interne R1 sont mesurés ici dans un plan normal à l’axe de rotation X à mi-distance entre le bord d’attaque 7c et le bord de 7d fuite des aubes mobiles du rotor 7a au niveau du moyeu (c’est-à-dire à 50 % de la corde en pied d’aube) du rotor 7a le plus en aval de la turbine haute pression 7 (c’est-à-dire, du dernier étage de la turbine haute pression 7). Le rayon externe R2 de la turbine haute pression 7 correspond à la distance, dans ce plan, entre le sommet 7e des aubes du rotor 7a de la turbine haute pression 7 et l’axe de rotation X de la turbine haute pression 7. Le rayon interne R1 du rotor 7a correspond à la distance, dans un plan normal à l’axe de rotation X de la turbine haute pression 7, entre la surface radiale externe du moyeu du rotor 7a (qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement dans le rotor 7a) et l’axe de rotation X, à mi-distance entre le bord d’attaque 7c et le bord de 7d fuite des aubes mobiles du rotor 7a au niveau du moyeu (à 50 % de la corde en pied d’aube).
De telles turbines haute pression 7 présentent alors une section de sortie Ss optimisée. En effet, plus le rapport moyeu-tête est réduit, plus le diamètre externe de la turbine haute pression 7 est faible (à iso-section). Un rapport moyeu-tête compris entre 0,77 et 0,90, en combinaison avec un rayon moyen Rm_a de l’alésage réduit (respectant la formule (1 )) et une vitesse de rotation optimisés comme décrit plus haut, permet ainsi d’obtenir non seulement une turbine haute pression 7 plus efficace (de par sa vitesse de rotation adaptée), dans un encombrement adapté, tout en optimisant la surface de sortie qui détend les gaz en sortie de la chambre de combustion 5. Le dimensionnement de la turbine haute pression 7 de sorte à obtenir un rapport moyeu-tête compris entre 0,77 et 0,90 permet par conséquent de rendre la turbine haute pression 7 plus efficace, et donc de réduire la consommation spécifique du système propulsif 1 , sans pour autant pénaliser le comportement dynamique de l’arbre basse pression 11.
Afin d’améliorer encore la maîtrise de la supercriticité de l’arbre basse pression 1 1 , les paliers 11a-11c de l’arbre basse pression 11 comprennent un amortisseur de mode de palier 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 ».
De plus, le système propulsif 1 comprend en outre un carter inter-turbines 24 s’étendant entre la turbine haute pression 7 et la turbine basse pression 8. Le carter inter-turbines délimite la veine d’écoulement entre la turbine haute pression 7 et la turbine basse pression 8 et comprend des aubes de guidage 25 configurées pour redresser un flux d’air sortant de la turbine haute pression 7 et permettent ainsi d’améliorer l’alimentation de la turbine basse pression 8 et donc l’efficacité du corps basse pression. Les aubes de guidage 25 présentent donc une surface aérodynamique configurée pour réorienter le flux d’air entrant dans la turbine basse pression 8. Dans une forme de réalisation, le système propulsif 1 comprend entre vingt et trente aubes de guidage 25.
Le cas échéant, le carter inter-turbines 24 forme un carter structural du système propulsif 1 permettant d’améliorer la dynamique d’ensemble du système propulsif 1. A cet effet, le carter interturbines comprend une virole interne montée sur un ensemble de paliers du système propulsif 1 , typiquement un palier arrière 26 de l’arbre haute pression, une virole externe qui peut être configurée pour faire reprendre les efforts mécaniques dans le système propulsif 1 , ainsi qu’une série de bras s’étendant radialement entre la virole interne et la virole externe et configurés pour permettre le passage de servitudes et la reprise des efforts mécaniques entre la virole interne et la virole externe. Les aubes de guidage 25 peuvent être distinctes des bras et s’étendre entre les bras et la turbine basse pression 8.
Exemple comparatif : Le moteur 1 est un système propulsif double corps comprenant une soufflante carénée et 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 double corps comprenant une soufflante carénée qui est conforme à l’enseignement de la présente demande et présente un rayon moyen d’alésage qui respecte la formule (1).
La situation dynamique de l’arbre basse pression du moteur 1 est subcritique Le moteur 1 présente par ailleurs un rayon moyen d’alésage Rm_a inférieur au rayon moyen d’alésage minimal Rm a_MiN tel que défini dans la formule (1 ), tandis que le moteur 2 présente un rayon moyen d’alésage Rm_a conforme à la formule (1 ). Il en découle que le moteur 2 est plus compact que le moteur 1 avec un taux de dilution plus élevé, un nombre d’étages réduits, et une situation dynamique de l’arbre basse pression du moteur 2 qui est supercritique. Cette situation dynamique peut toutefois être maîtrisée via l’introduction de cages souples et d’amortisseur visqueux de vibration sur tout ou partie des paliers de l’arbre basse pression (notamment le palier le plus en amont). Par ailleurs, une optimisation du positionnement de la veine du corps haute pression associée à une amélioration de l’efficacité de refroidissement des aubes de la turbine haute pression et un pilotage actif amélioré des jeux en sommet d’aube dans la turbine haute pression permet notamment le passage de 10 à 9 étaqes dans le compresseur haute pression.
La diminution du nombre d’étages (passage de 4 à 3 étages) dans la turbine basse pression est par ailleurs associé à une augmentation du rapport de réduction du mécanisme de réduction et à une augmentation de la vitesse de rotation du rotor de soufflante. Le maintien de la compacité du mécanisme de réduction est permis par l’amélioration des matériaux, par exemple l’emploi d’éléments roulants (paliers) en céramique.
Le gain attendu pour le moteur 2 par rapport au moteur 1 est une consommation installée sur avion réduite du fait d’une traînée de frottement réduite (diamètre du rotor de soufflante réduit et longueur du moteur réduite) et d’une masse réduite.

Claims

REVENDICATIONS
1. Système propulsif (1 ) aéronautique comprenant :
- une première turbine (8) configurée pour entrainer un premier compresseur (4) par l’intermédiaire d’un premier arbre (11 ) autour d’un axe de rotation (X) ;
- une deuxième turbine (7) configurée pour entrainer un deuxième compresseur (5) par l’intermédiaire d’un deuxième arbre (10), le deuxième arbre (10) étant configuré pour tourner à une vitesse plus élevée que le premier arbre (11 ) autour de l’axe de rotation (X) ;
- un rotor de soufflante (9) raccordé à un arbre de soufflante (20) ;
- un mécanisme de réduction (19) couplant le premier arbre (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 du premier arbre (11 ); dans lequel un rayon moyen d’un alésage de la deuxième turbine (7) respecte la formule suivante : G * FN * BPR * 10-4 + H < Rm a < I * FN * BPR * 10“4 + J où : Rm_a est le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine (7) en millimètres (mm) ;
FN est la poussée du système propulsif mesurée lorsque le système propulsif (1 ) 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 (1 ) et est mesuré lorsque le système propulsif (1 ) 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), H = 18 millimètres (mm), I = 0,16 millimètres par Newton (mm/N) et J = 28 millimètres.
2. Système propulsif (1 ) selon la revendication 1 , dans lequel le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine (7) respecte en outre la formule suivante :
Rm a < E * LHP 2 * XN * 10“9 + F, où : LHP est une distance entre une entrée du deuxième compresseur (5) et une sortie de la deuxième turbine (7) en millimètres (mm) ;
E = 3,15 (mm.tr/min)-1 et Fi = 23 millimètres (mm) ; et
XN est la vitesse limite du premier arbre (1 1 ), en tours par minute (tr/min).
3. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 et 2, dans lequel le rayon moyen d’un alésage de la deuxième turbine (7) respecte en outre la formule suivante :
Rm_a > E UHfS XN * 10 9 + F2 où : LHP est une distance entre une entrée du deuxième compresseur (5) et une sortie de la deuxième turbine (7) en millimètres (mm) ;
E = 3,15 (mm.tr/min)-1 et F2 = 13 millimètres (mm) ; et
XN est la vitesse limite du premier arbre (1 1 ), en tours par minute (tr/min).
4. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel le rayon moyen d’un alésage de la deuxième turbine (7) respecte en outre la formule suivante : où : Dg est le diamètre du rotor de soufflante (9) en millimètres, 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) ;
BPR est le taux de dilution du système propulsif (1) et est mesuré lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ;
Te est la température maximale en entrée de la turbine d’entrainement (8) lorsque le système propulsif (1) 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 deuxième turbine (7) et le deuxième compresseur (5) ;
GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air ;
XN est la vitesse limite du premier arbre (11), en tours par minute (tr/min) ; 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).
5. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel le rayon moyen d’un alésage de la deuxième turbine (7) respecte en outre la formule suivante : où : Dg est le diamètre du rotor de soufflante (9) en millimètres, 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) ;
BPR est le taux de dilution du système propulsif (1) et est mesuré lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ;
Te est la température maximale en entrée de la turbine d’entrainement (8) lorsque le système propulsif (1) 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 deuxième turbine (7) et le deuxième compresseur (5) ;
GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air ;
XN est la vitesse limite du premier arbre (11), en tours par minute (tr/min) ; et
K = 6,76, L = 153,6 m-1.(°C)-1/2.(tr/min)-1, M = 421 mm.(°C)1/2 et N2 = - 21 millimètres (mm).
6. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel un rapport moyeu-tête de la deuxième turbine (7) est compris entre 0,77 et 0,90.
7. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 6, comprenant un outre des paliers (11a-11c) configurés pour centrer le premier arbre (11 ) par rapport à l’axe de rotation (X), les paliers (11a-11c) comprennent un amortisseur de mode de palier.
8. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 7, comprenant un outre un carter interturbine (24) s’étendant entre la première turbine (8) et la deuxième turbine (7) et configuré pour supporter la deuxième turbine (7) à travers un ensemble de palier (11a).
9. Système propulsif (1 ) selon la revendication 8, dans lequel le carter inter-turbine (24) comprend une pluralité d’aubes de guidage (25) configurées pour redresser un flux d’air en entrée de la première turbine (8).
10. Système propulsif (1 ) selon la revendication 9, comprenant entre vingt et trente aubes de guidage (25).
11. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 10, dans lequel un taux de compression global du système propulsif (1 ), correspondant au rapport entre une pression en sortie du deuxième compresseur (5) et une pression en entrée du rotor de soufflante (9), est supérieur ou égal à 40 et inférieur ou égal à 70.
12. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 11 , dans lequel la deuxième turbine
(7) est biétage.
13. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 12, dans lequel le deuxième compresseur (5) comprend au moins huit étages et au plus onze étages.
14. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 13, dans lequel le taux de dilution du système propulsif (1 ) est supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, par exemple entre 10 et 18 inclus, par exemple entre 10 et 15 inclus.
15. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 14, dans lequel la première turbine
(8) comprend au moins trois étages et au plus cinq étages.
16. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 15, dans lequel le premier compresseur (4) comprend au moins deux étages et au plus quatre étages.
17. Aéronef comprenant au moins un système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 16 fixé à l’aéronef par l’intermédiaire d’un mât.
18. Procédé de dimensionnement d’un système propulsif (1 ) comprenant un mécanisme de réduction (19) couplant une première turbine (8) et un rotor de soufflante (9) pour entrainer le rotor de soufflante (9) à une vitesse inférieure à une vitesse de la première turbine (8), et une deuxième turbine (7) configurée pour tourner à une vitesse plus élevée que la première turbine (8), la deuxième turbine (7) étant dimensionnée de sorte qu’un rayon moyen d’un alésage de la deuxième turbine respecte la formule suivante :
G * FN * BPR * 10-4 + H < Rm a < I * FN * BPR * 10“4 + J où : Rm_a est le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine (7) en millimètres (mm) ;
FN est la poussée du système propulsif mesurée lorsque le système propulsif (1 ) 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 (1 ) et est mesuré lorsque le système propulsif (1 ) 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), H = 18 millimètres (mm), I = 0,16 millimètres par Newton (mm/N) et J = 28 millimètres.
19. Procédé de dimensionnement selon la revendication 18, dans lequel la deuxième turbine (7) est dimensionnée de sorte que le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine (7) respecte en outre la formule suivante :
Rm a < E * LHP 2 * XN * 10“9 + F, où : LHP est une distance entre une entrée du deuxième compresseur (5) et une sortie de la deuxième turbine (7) en millimètres (mm) ;
E = 3,15 (mm.tr/min)-1 et Fi = 23 millimètres (mm) ; et
XN est la vitesse limite du premier arbre (1 1 ), en tours par minute (tr/min).
20. Procédé de dimensionnement selon l’une des revendications 18 et 19, dans lequel la deuxième turbine (7) est dimensionnée de sorte que le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine (7) respecte en outre la formule suivante :
Rm_a > E UHfS XN * 10 9 + F2 où : LHP est une distance entre une entrée du deuxième compresseur (5) et une sortie de la deuxième turbine (7) en millimètres (mm) ;
E = 3,15 (mm.tr/min)-1 et F2 = 13 millimètres (mm) ; et
XN est la vitesse limite du premier arbre (1 1 ), en tours par minute (tr/min).
21. Procédé de dimensionnement selon l’une des revendications 18 à 20, dans lequel la deuxième turbine (7) est dimensionnée de sorte que le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine (7) respecte en outre la formule suivante : . 2
Rm »»*_ a« < K * I 1 * 103 * n + M ] * XN * 10“9 + N, J où : D9 est le diamètre du rotor de soufflante (9) en millimètres, 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) ;
BPR est le taux de dilution du système propulsif (1 ) et est mesuré lorsque le système propulsif (1 ) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ;
Te est la température maximale en entrée de la turbine d’entrainement (8) lorsque le système propulsif (1 ) 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 deuxième turbine (7) et le deuxième compresseur (5) ;
GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air ;
XN est la vitesse limite du premier arbre (1 1 ), en tours par minute (tr/min) ; 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).
22. Procédé de dimensionnement selon l’une des revendications 18 à 21 , dans lequel la deuxième turbine (7) est dimensionnée de sorte que le rayon moyen de l’alésage de la deuxième turbine (7) respecte en outre la formule suivante : où : Dg est le diamètre du rotor de soufflante (9) en millimètres, 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) ;
BPR est le taux de dilution du système propulsif (1 ) et est mesuré lorsque le système propulsif (1 ) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ;
Te est la température maximale en entrée de la turbine d’entrainement (8) lorsque le système propulsif (1 ) 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 deuxième turbine (7) et le deuxième compresseur (5) ;
GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air ;
XN est la vitesse limite du premier arbre (1 1 ), en tours par minute (tr/min) ; et
K = 6,76, L = 153,6 m-1.(°C)-1/2.(tr/min)-1, M = 421 mm.(°C)1/2 et N2 = - 21 millimètres (mm).
23. Procédé de fabrication d’un système propulsif (1 ) comprenant les étapes suivantes : dimensionner le système propulsif (1 ) conformément à l’une des revendications 18 à 22 ; et fabriquer le système propulsif (1 ).
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