EP4638928A1 - Système propulsif aéronautique - Google Patents

Système propulsif aéronautique

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Publication number
EP4638928A1
EP4638928A1 EP23841296.9A EP23841296A EP4638928A1 EP 4638928 A1 EP4638928 A1 EP 4638928A1 EP 23841296 A EP23841296 A EP 23841296A EP 4638928 A1 EP4638928 A1 EP 4638928A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
pump
rotor
rotation
fan
speed
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
EP23841296.9A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Jonathan Jean-Pierre ROUFFET
Zoltan Zsiga
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 EP4638928A1 publication Critical patent/EP4638928A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/32—Arrangement, mounting, or driving, of auxiliaries
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/006—Arrangements of brakes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/18—Lubricating arrangements
    • F01D25/20—Lubricating arrangements using lubrication pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/40—Transmission of power
    • F05D2260/403—Transmission of power through the shape of the drive components
    • F05D2260/4031—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing
    • F05D2260/40311—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing of the epicyclical, planetary or differential type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
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    • F05D2260/902—Braking using frictional mechanical forces
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/98—Lubrication

Definitions

  • the present disclosure generally concerns the field of propulsion systems, and more particularly aeronautical propulsion systems comprising a ducted or non-ducted fan.
  • 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 driven in rotation 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.
  • Lubrication devices have been proposed for lubricating such a speed reducer, in order to prevent the speed reducer from deteriorating.
  • these lubrication devices are bulky.
  • An aim of the present disclosure is to propose lubricating a speed reducer of an aeronautical propulsion system using a space-saving lubrication device.
  • an aeronautical propulsion system extending in an axial direction and comprising:
  • a speed reducer coupling in rotation the drive shaft and the fan shaft, and configured to drive the fan shaft at a rotational speed lower than a rotational speed of the drive shaft
  • the speed reducer comprising: o a sun pinion having a diameter and coupled in rotation with the drive shaft, o a satellite which meshes with the sun pinion, o a ring gear having a diameter and which meshes with the satellite, the diameter of the crown being greater than the diameter of the sun pinion, o a satellite carrier on which the satellite is rotatably mounted, the satellite carrier being fixed relative to a stator of the propulsion system;
  • a lubrication device comprising: o a pump, the pump comprising a pump rotor and being configured to supply oil to the speed reducer when the pump rotor is rotating, in which the pump rotor is coupled in rotation with the satellite, in which, considered in the axial direction, the speed reducer is located between the pump and the drive shaft, and o an inlet conduit for supplying oil to the pump, in which the conduit d The arrival passes axially through the speed reducer.
  • the aeronautical propulsion system may also include the following optional features, taken alone or in combination whenever technically possible.
  • the aeronautical propulsion system comprises a clutch configured to decouple in rotation the pump rotor from the satellite when the speed of rotation of the drive shaft is greater than or equal to a clutch threshold speed, and to couple in rotation the pump rotor with the satellite when the rotation speed of the drive shaft is lower than the clutch threshold speed.
  • the lubrication device comprises a second pump distinct from the pump comprising the pump rotor, the second pump being configured to supply oil to the speed reducer when the rotational speed of the drive shaft is greater than or equal to the clutch threshold speed.
  • the clutch threshold speed has a value between 50 revolutions per minute and 800 revolutions per minute, for example between 50 revolutions per minute and 500 revolutions per minute, for example between 100 revolutions per minute and 300 revolutions per minute.
  • the pump is configured to supply oil to the speed reducer when the pump rotor is rotating in a first direction of rotation or in a second direction of rotation opposite to the first direction of rotation.
  • the aeronautical propulsion system comprises an intermediate gear, the pump rotor being coupled in rotation with the satellite via the intermediate gear.
  • the speed reducer comprises a plurality of satellites which mesh with the sun pinion
  • the lubrication device comprises a plurality of pumps each comprising a pump rotor, the plurality of pumps comprising at least two pumps and at most as many pumps as satellites, each pump rotor being rotatably coupled with a separate satellite, the lubricating device being configured to lubricate the speed reducer with oil when the pump rotors are rotating.
  • the aeronautical propulsion system includes a brake configured to brake a rotation of the pump rotor when the rotation speed of the drive shaft is lower than a threshold braking speed.
  • FIG. 1 schematically represents an aircraft comprising propulsion systems
  • FIG. 2 schematically represents, in partial view and in section, an example of a propulsion system in which the fan section is streamlined
  • FIG. 3 schematically represents, in partial view and in section, an example of a propulsion system in which the fan section is non-ducted
  • FIG. 4 schematically represents an example of a reduction mechanism according to a first variant
  • FIG. 5 schematically represents an example of a reduction mechanism according to a second variant
  • FIG. 6 schematically represents an example of a reduction mechanism and a lubrication device according to a first embodiment
  • FIG. 7 schematically represents an example of a reduction mechanism and a lubrication device according to a second embodiment
  • FIG. 8 schematically represents an example of a reduction mechanism and a lubrication device according to a third embodiment
  • FIG. 9 schematically represents an example of a reduction mechanism and a brake according to a first embodiment
  • FIG. 10 schematically represents an example of a reduction mechanism and a brake according to a second embodiment
  • FIG. 11 schematically represents a brake according to one embodiment and certain parts of a lubrication device according to one embodiment
  • FIG. 12 is a diagram representing pump operating zones as a function of a rotation speed of a drive shaft
  • FIG. 13 schematically represents an example of a reduction mechanism, a brake, and a control system according to one embodiment
  • FIG. 14 is a flowchart of steps of a braking process
  • Figure 15 includes a flowchart representing embodiments of steps of the method of Figure 1,
  • FIG. 16 includes a flowchart representing embodiments of other steps of the method of Figure 14,
  • the aircraft 100 is an aircraft comprising a fuselage 101 and two wings 102.
  • the aircraft comprises two propulsion systems 1, each propulsion system 1 being attached to a respective wing 102 of the aircraft 100 via a pylon.
  • the aircraft could comprise one or more propulsion system(s) attached to the fuselage 101.
  • Figure 2 schematically represents, in partial view and in section, a first example of a propulsion system 1.
  • the propulsion system 1 is a twin-body gas turbine engine with a ducted fan.
  • the propulsion system 1 has a main direction (or axial direction) extending along a longitudinal axis .
  • the fan section 2 includes a fan 22 and a fan housing 12.
  • the fan 22 includes a fan rotor 9.
  • the fan housing 12 surrounds the fan rotor 9.
  • the fan rotor 9 is rotatably mounted relative to the housing blower 12.
  • the fan rotor 9 comprises a fan hub 13 and fan blades 14 extending radially from the hub 13.
  • the fan blades 14 may be fixed relative to the fan hub 13 or have variable pitch.
  • each of the fan blades 14 is pivotally mounted relative to the fan hub 13 along a timing axis and is connected to a pitch change mechanism 15 mounted in the propulsion system 1.
  • the pitch change mechanism 15 makes it possible to adjust the pitch angle of the fan blades 14 according to the flight phases.
  • the pitch change mechanism 15 is in particular capable of “feathering” the fan blades 14.
  • the drag generated by the fan rotor 9 is minimal.
  • the feathered position of the fan blades is the position that minimizes the master torque of the fan or that minimizes fan drag relative to the airflow passing through the fan.
  • the pitch angle of the fan blades 14 is approximately 90° when the fan blades 14 are feathered.
  • the pitch change mechanism 15 is configured to keep the fan blades feathered, when the pitch change mechanism is not controlled, for example when the propulsion system is turned off.
  • a default position can be obtained by suitable return means, such as a spring.
  • the fan rotor 9 comprises at least fourteen fan blades 14 and at most twenty-four fan blades 14, for example at least sixteen fan blades 14 and at most twenty-two fan blades 14.
  • the fan section 2 also comprises a fan stator 16 fixedly mounted on the fan casing 12.
  • the fan stator 16 comprises fixed vanes 17 generally referred to as "outlet vanes” (or “OGV” , for “Outlet Guide Vane” in English).
  • This set of fixed blades has the function of straightening and regulating the air flow which flows downstream of the fan rotor 9 to optimize the thrust of the engine.
  • This set of fixed blades also plays a role as a noise reducer 19.
  • the outlet blades 17 could have variable pitch.
  • the foot of the outlet blades 17 is pivotally mounted along a timing axis and is connected to a pitch change mechanism (not shown), the pitch being adjusted according to the flight phases by the pitch change mechanism.
  • the number of outlet blades 17 depends on the acoustic criteria defined for the propulsion system 1 and is at least equal to the number of fan blades 1.
  • the primary body 3 comprises a compressor section 29, a combustion chamber 6 and a turbine section 30.
  • the compressor section 29 includes a low pressure compressor 4 and a high pressure compressor 5.
  • the low pressure compressor 4 comprises a rotor 41 capable of being rotated relative to the casing 31 of the propulsion system 1 and a stator 42 fixedly mounted on the casing 31.
  • the rotor 41 of the low pressure compressor 4 comprises movable wheels 4a and the stator 42 of the low pressure compressor 4 comprises fixed wheels 4b.
  • the moving wheels 4a are arranged alternating with the fixed wheels 4b, thus forming a succession of low pressure compressor stages.
  • the high pressure compressor 5 comprises a rotor 51 adapted to be rotated relative to the casing 31 of the propulsion system 1 and a stator 52 fixedly mounted on the casing 31.
  • the rotor 51 of the high pressure compressor 5 comprises movable wheels 5a and the stator 52 of the high pressure compressor 5 comprises fixed wheels 5b.
  • the moving wheels 5a are arranged alternating with the fixed wheels 5b, thus forming a succession of high pressure compressor stages.
  • the turbine section 30 includes a high pressure turbine 7 and a low pressure turbine 8.
  • the high pressure turbine 7 comprises a rotor 71 capable of being rotated relative to the casing 31 of the propulsion system 1 and a stator 72 fixedly mounted on the casing 31.
  • the rotor 71 of the high pressure turbine 7 includes moving wheels 7a and the stator 72 of the high pressure turbine 7 includes fixed wheels 7b.
  • the moving wheels 7a are arranged alternating with the fixed wheels 7b, thus forming a succession of high pressure turbine stages.
  • the low pressure turbine 8 comprises a rotor 81 capable of being rotated relative to the casing 31 of the propulsion system 1 and a stator 82 fixedly mounted on the casing 31.
  • the rotor 81 of the low pressure turbine 8 comprises movable wheels 8a and the stator 82 of the low pressure turbine 8 comprises fixed wheels 8b.
  • the moving wheels 8a are arranged alternating with the fixed wheels 8b, thus forming a succession of low pressure turbine stages.
  • the propulsion system 1 comprises a low pressure shaft 11 connecting the rotor 81 of the low pressure turbine 8 to the rotor 41 of the low pressure compressor 4, the low pressure shaft 11 being rotatably mounted relative to the casing 31 around the longitudinal axis .
  • the rotor 81 of the low pressure turbine 8 drives the rotor 41 of the low pressure compressor 4 in rotation via the low pressure shaft 11.
  • the propulsion system 1 further comprises a fan shaft 20 and a reduction mechanism 19.
  • the fan rotor 9 is fixedly mounted on the fan shaft 20.
  • the reduction mechanism 19 has an inlet and an outlet. The inlet of the reduction mechanism 19 is connected to the low pressure shaft 11 and the outlet of the reduction mechanism 19 is connected to the fan shaft 20.
  • the fan rotor 9 is rotated at a speed lower than the rotation speed of the rotor 41 of the low pressure turbine 4.
  • the reduction mechanism 19 thus makes it possible to independently optimize the rotation speed of the fan 22 and the rotation speed of the low pressure turbine 8 and the low pressure compressor 4.
  • the low pressure turbine 8, the low pressure shaft 11, the low pressure compressor 4, the fan shaft 20, the reduction mechanism 19 and the fan 22 together form the “low pressure body” of the propulsion system 1.
  • the propulsion system 1 further comprises a high pressure shaft 10 connecting the rotor 71 of the high pressure turbine 7 to the rotor 51 of the high pressure compressor 5, the high pressure shaft 10 being rotatably mounted relative to the casing 31 around the axis longitudinal X.
  • the high pressure shaft 10 is coaxial with the low pressure shaft 11 and extends around the low pressure shaft 11.
  • the rotor 71 of the high pressure turbine 7 rotates the rotor 51 of the low pressure compressor 5 via the low pressure shaft 11.
  • the high pressure turbine 7, the high pressure shaft 10 and the high pressure compressor 4 together form the “high pressure body” of the propulsion system 1.
  • the low pressure shaft 11 and the high pressure shaft 10 can be co-rotating, that is to say be driven in the same direction of rotation around the longitudinal axis X.
  • the low pressure shaft 11 and the high-pressure shaft 10 can be counter-rotating, that is to say be driven in opposite directions of rotation around the longitudinal axis X.
  • the double-body propulsion system 1 may in particular comprise a single-stage high-pressure turbine 7, that is to say comprising exactly one stage, or a two-stage high-pressure turbine 7, that is to say comprising exactly two stages (such as illustrated in the example of Figure 2).
  • the high pressure compressor 5 comprises at least eight stages (as illustrated in the example of Figure 2) and at most eleven stages.
  • the low pressure turbine 8 comprises at least three stages (as illustrated in the example of Figure 2) and at most five stages.
  • the low pressure compressor 4 comprises at least two stages and at most four stages.
  • an air flow F entering the propulsion system 1 passes through the fan 22 then 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 in the secondary vein, around the primary body 3.
  • the secondary air flow F2 allows cooling the periphery of the primary body 3 and serves to generate the majority 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 29 (low pressure compressor 4 and high pressure compressor 5), the combustion chamber 6 where it is mixed with fuel to serve as an oxidizer, and the turbine section 30 (high pressure turbine 7 and low pressure turbine 8).
  • the passage of the primary air flow F1 through the turbine section 30 receiving energy from the combustion chamber 6 causes a rotation of the movable wheels 7a, 8a of the turbine section 30, which in turn rotate the moving wheels 4a, 5a of the compressor section 29 as well as the fan rotor 9.
  • the propulsion system 1 has a high dilution ratio (or “bypass ratio” in English).
  • high dilution rate is meant a dilution rate greater than or equal to 10, for example between 10 and 80 inclusive, for example between 10 and 35 inclusive, for example between 10 and 18 inclusive.
  • the dilution rate is defined as a ratio between the mass flow rate of the secondary air flow F2 and the mass flow rate of the primary air flow F1, these mass flow rates being measured when the propulsion system 1 is stationary, not installed, in take-off regime in a standard atmosphere (as defined by the International Civil Aviation Organization (ICAO) manual, Doc 7488/3, 3rd edition) and at sea level.
  • IAO International Civil Aviation Organization
  • not installed it is meant that the measurements are carried out when the propulsion system 1 is on a test bench (and not installed on an aircraft), the measurements then being simpler to carry out.
  • the introduction of a reduction mechanism 19 as illustrated in Figure 2 between the fan 22 and the low pressure turbine 8 makes it possible to reduce the rotation speed and the pressure ratio of the fan rotor 9 while increasing the power extracted by the low pressure turbine 8.
  • the overall efficiency of the propulsion system 1 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 passing through 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 secondary air flow F2 being mainly affected by the compression that the secondary air flow F2 undergoes when crossing the fan section 2.
  • the fan pressure ratio which corresponds to the ratio between the average pressure at the outlet of the fan stator 16 (or, in the absence of a stator 16, 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 0.90 and 1.45.
  • the average pressures are measured here over the height of at least one of the fan blades 14, that is to say of the surface which delimits radially inside the air flow path at the inlet of the rotor. fan 9 at the top 21 of fan blade 14.
  • the peripheral speed at the top 21 of the fan blades 14 can also be between 260 meters per second (m.s-1) and 400 meters per second (m.s-1) inclusive.
  • the fan pressure ratio can then be between 1.20 and 1.45.
  • the fan rotor 9 can, alternatively, be directly coupled to the low-pressure shaft 11, that is to say without a reduction mechanism.
  • the low pressure shaft 11 then coincides with the fan shaft 20 so that the fan rotor 9 is driven by the low pressure shaft 11 at the same speed of rotation as the rotor 81 of the low pressure turbine 8.
  • the propulsion system 1 is configured to provide a thrust of between 18,000 Ibf (80,068 N) and 51,000 Ibf (226,859 N), for example between 20,000 Ibf (88,964 N) and 35,000 Ibf (155,688 N) .
  • the diameter D of the blower rotor 9 can be between 80 inches (203.2 cm) and 185 inches (469.9 cm) inclusive. When the fan rotor 9 is shrouded, the diameter D is for example between 85 inches (215.9 cm) and 120 inches (304.8 cm) inclusive, for example of the order of 90 inches (228.6 cm). ), which allows the integration of the propulsion system 1 in a conventional manner, in particular under a wing of the aircraft 1.
  • Figure 3 schematically represents, in partial view and in section, a second example of propulsion system 1.
  • the propulsion system 1 is a twin-body gas turbine engine with a non-ducted fan. It may be an “Open Rotor” or “Unducted Single Fan” type gas turbine engine. Unlike the first example in Figure 2, the fan rotor 9, which can also be designated by the term "propeller”, is not surrounded by a fan casing.
  • the fan section 2 being non-ducted, the fan blades 14 have a variable pitch.
  • the propulsion system 1 could comprise two non-ducted and counter-rotating fan rotors 9.
  • a propulsion system 1 is known, in Anglo-Saxon terminology, under the acronym “CROR” for “Contra-Rotating Open Rotor” or “UDF” for “Unducted Double Fan”.
  • the fan rotors 9 can be placed at the rear of the primary body 3 so as to be of the pusher type or at the front of the primary body 3 so as to be of the puller type in English).
  • the absence of fairing around the fan rotor 9 makes it possible to increase the dilution rate very significantly without the propulsion system 1 being penalized by the mass of the casings 12 or nacelles intended to surround the fan section 2.
  • the dilution ratio of the propulsion system 1 comprising a non-ducted fan section 2 is thus greater than or equal to 40, for example between 40 and 80 inclusive.
  • the peripheral speed at the top 21 of the fan blades 14 of the fan rotor(s) 9 can also be between 210 meters per second (m.s-1) and 260 meters per second (m.s-1) inclusive.
  • the fan pressure ratio can then be comprised for example between 0.90 and 1.20 inclusive.
  • the diameter D of the blower rotor 9 can be between 80 inches (203.2 cm) and 185 inches (469.9 cm) inclusive. When the rotor 9 is unducted, the diameter D is for example greater than or equal to 100 inches (254 cm), for example between 120 inches (304.8 cm) and 156 inches (396.2 cm).
  • the diameter of the fan rotor 9 is measured here in a plane normal to the longitudinal axis X, which is the axis of rotation of the fan rotor 9, at an intersection between a vertex 21 and a leading edge 22 fan blades 14.
  • the reduction mechanism 19 may comprise a reduction mechanism, in this example a reduction mechanism with an epicyclic gear train, for example of the "epicyclic" type or of the "planetary” type according to the terminology sometimes encountered by those skilled in the art. , single-stage or two-stage.
  • Figure 4 illustrates a reduction mechanism 19 according to a first variant of the planetary type (or “star” in English).
  • the reduction mechanism 19 comprises a sun pinion 19a (inlet of the reduction mechanism 19), centered on an axis of rotation of the reduction mechanism 19 generally coincident with the longitudinal axis pressure 11, a crown 19b (output of the reduction mechanism 19) coaxial with the sun pinion 19a and configured to rotate the fan shaft 20 around its axis X of rotation, and a series of satellites 19c distributed circumferentially around the axis
  • the series of satellites 19c is mounted on a satellite carrier 19d which is fixed relative to a stator part 19e of the propulsion system 1, for example relative to a casing of the compressor section 4, 5.
  • the crown 19b has a diameter greater than the diameter of the sun pinion 19a.
  • Figure 5 illustrates a reduction mechanism 19 according to a second variant of the epicyclic type (or "planetary” in English), in which case the crown 19b is fixedly mounted on the stator part 19e of the propulsion system 1 and the fan shaft 20 is rotated by the satellite carrier 19d (which is therefore movable in rotation relative to a stator part 19e of the propulsion system 1, for example relative to a casing of the compressor section 4, 5).
  • the satellite carrier 19d which is therefore movable in rotation relative to a stator part 19e of the propulsion system 1, for example relative 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 rotor 9 of the fan section 2 is less than the rotation speed of the low pressure shaft 11.
  • the reduction ratio of the reduction mechanism 19 is greater than or equal to 2.5 and less than or equal to 15. In the case of a propulsion system 1 with a ducted fan, the reduction ratio may be greater than or equal to 2.7 and less than or equal to 3.5, for example around 3.0. In the case of a propulsion system 1 with an unducted fan, the reduction ratio can be between 9.0 and 11.0.
  • the propulsion system 1 includes all or part of the characteristics detailed below.
  • Lubrication device for lubricating the reduction mechanism The propulsion system 1 may include a lubrication device 100 whose function is to lubricate all or part of the reduction mechanism 19. In the remainder of the present disclosure, the reduction mechanism 19 will be more simply called "reducer 19".
  • Figure 6 shows a first embodiment of this lubrication device 100, combined with a reduction gear 19 of the “planetary” type as described previously.
  • the satellite carrier 19d is fixed relative to the stator 19e of the propulsion system 1, while the sun pinion 19a, the satellites 19c and the crown 19b are movable in rotation.
  • the sun gear 19a forms the input to the reducer 19, connected to a drive shaft (for example the low pressure shaft discussed previously).
  • the crown 19b is connected to the fan shaft 20.
  • Such a “planetary” configuration allows in this example a simplification of the structure of the lubrication device, and therefore a gain in size, linked to greater ease of integration.
  • the lubrication device 100 includes an oil inlet conduit 102, a pump 104, an oil supply conduit 106 and an oil distributor 108.
  • the oil inlet conduit 102 fluidly connects an oil source (not shown) and the pump 104.
  • the oil inlet conduit 102 supplies the pump 104 with oil emanating from this oil source.
  • the oil inlet conduit 102 passes axially through the speed reducer 19. More precisely, the oil inlet conduit 102 passes between two adjacent satellites 19c of the reducer 19. This axial crossing contributes to reducing the general size of the lubrication device 100 by taking advantage of the unoccupied space between the two satellites 19c neighbors. We optimize the use of space within the engine.
  • oil flows through inlet line 102 to the pump. Said yet another way, the oil flows into the oil inlet 102 in a direction towards the blower section.
  • the oil supply conduit 106 fluidly connects the pump 104 and the oil distributor 108.
  • the oil distributor 108 forms an outlet from the lubricating device 100.
  • the oil distributor is arranged to distribute oil to a target part of the reducer 19, so that the part or parts are lubricated (sun gear 19a, satellites 19c, satellite carrier, crown 19b, one or more bearing(s)), and this in a manner known elsewhere.
  • pump 104 The function of pump 104 is to supply oil to speed reducer 19.
  • pump 104 When pump 104 is active, pump 104 pumps oil from the inlet conduit 102 and transmits oil to the oil distributor 108 via the supply conduit 106.
  • the distributor 108 When the pump 104 is inactive, the distributor 108 is not supplied with oil by the pump 104.
  • the pump 104 comprises a movable pump rotor rotating around its own axis, this axis being for example parallel to the axis pump 104 activates. When the pump rotor stops rotating, pump 104 becomes inactive.
  • the pump rotor is coupled in rotation with a rotating element of the reducer 19.
  • the rotating element in question is connected to the pump rotor by a mechanical connection adapted so that a rotation of this element causes a rotation of the rotor of pump.
  • the torque transmission chain between the rotating element and pump rotor is distinct from the torque transmission chain between the low pressure shaft 11 and the fan shaft 20 via the reducer 19.
  • the rotating element is the sun pinion 19a; in other words, the pump rotor is coupled in rotation with the sun gear 19a.
  • the mechanical connection connecting the sun pinion 19a to the pump rotor does not include the satellites 19c nor the crown 19b. This arrangement is space-saving, and makes it possible in particular to exploit unoccupied space in the state of the art.
  • the pump 104 is for example a two-way pump 104, that is to say the pump 104 is configured to supply oil to the speed reducer 19 when the pump rotor is rotating in a first direction of rotation or in a second other direction of rotation opposite to the first direction of rotation.
  • This allows lubrication of the reducer by the pump 104 whatever the direction of rotation of the fan rotor (which thus drives the pump rotor) by external stress when the engine is stopped (for example by the wind on the ground or in a “windmilling” situation).
  • This also makes it possible to dispense with an anti-return system to block rotation of the fan rotor 9 in a direction opposite to the direction imparted by the turbines, which makes it possible to lighten the system and reduce the overall size.
  • the pump 104 can be of any type: piston pump 104, plate pump 104, centrifugal pump 104, etc.
  • the propulsion system includes a clutch 110.
  • the clutch 110 is part of the aforementioned mechanical connection between the rotating element of the reducer 19 coupled to the pump rotor, in this example the sun pinion 19a, and the pump rotor.
  • the clutch 110 is configurable in two positions: an engaged position and a disengaged position.
  • the clutch 110 couples in rotation the pump rotor and the rotating element considered (here the sun pinion 19a).
  • the pump rotor turns if and only if the rotating element (here the sun gear 19a) turns when the clutch is in the engaged position.
  • the clutch 110 decouples in rotation the pump rotor from the rotating element considered (here the sun pinion 19a). In other words, the pump rotor is no longer mechanically linked to the rotating element, so that the pump rotor can remain stationary in rotation while the rotating element rotates, and vice versa.
  • pump 104 is said to be disengaged.
  • the clutch 110 is configured to move from the engaged position to the disengaged position when the rotational speed of the drive shaft 11 increases and exceeds a disengagement threshold speed.
  • the clutch threshold speed is between 50 revolutions per minute and 800 revolutions per minute, or for example between 50 revolutions per minute and 400 revolutions per minute, or for example between 100 revolutions per minute and 300 revolutions per minute.
  • pump 104 is an auxiliary pump in addition to a main pump, these speeds provide a balance between the size of the pump 104 and the capacity of the main pump.
  • the clutch is configured to move from the disengaged position to the engaged position when the rotational speed of the drive shaft 11 decreases and becomes less than a clutch threshold speed ND.
  • the clutch threshold speed ND is between 50 revolutions per minute and 800 revolutions per minute, or for example between 50 revolutions per minute and 400 revolutions per minute, or for example between 100 revolutions per minute and 300 revolutions per minute .
  • the disengagement threshold speed may be identical to the clutch threshold speed ND (which makes the clutch 110 simpler) or may be different from it.
  • the clutch 110 thus ensures that the pump 104 is active only in cases of low speeds (start-ups, malfunctions, maintenance, etc.). Such a clutch 110 makes it possible to dimension the pump 104 as accurately as possible in order to save space. Indeed, at reduced speed, we can afford to use a pump 104 with a smaller footprint.
  • the clutch 110 can be configured to move from the disengaged position to the engaged position when an oil pressure in the inlet conduit decreases and becomes lower than a first threshold pressure, and/or to move from the engaged position to the disengaged position when an oil pressure in the inlet conduit increases and exceeds a second threshold pressure.
  • the lubricating device 100 comprises a second pump (not shown) distinct from the pump 104 comprising the pump rotor, the second pump being configured to supply oil to the speed reducer 19 when the rotation speed of the drive shaft 11 is greater than or equal to the clutch threshold speed ND.
  • the pump 104 can form a so-called auxiliary pump operating in addition to or in replacement of the second pump which can form a so-called main pump also configured to lubricate the reduction gear 19.
  • the main pump is configured to lubricate the reduction gear 19 when the rotation speed of the drive shaft is greater than a priming threshold speed NA.
  • the priming threshold speed NA is less than or equal to the clutch threshold speed ND.
  • NA ND
  • the auxiliary pump 104 is disengaged via the clutch 110, when the main pump is used.
  • the auxiliary pump 104 and the main pump are used in different speed ranges of the drive shaft.
  • the main pump and the auxiliary pump 104 are simultaneously active in the speed range [NA ND[.
  • the auxiliary pump 104 can be active in a priming phase of the main pump.
  • the clutch threshold speed ND can allow a balance between optimizing the space occupation within the motor for the main pump and the reduction gear for the auxiliary pump (the size of the pump being a function of its capacity) and lubrication (oil flow) over the entire speed range.
  • the clutch threshold speed ND can be the speed at which the main pump is primed and delivers at its nominal flow rate.
  • the ND clutch threshold speed ranges above can be a balance between auxiliary pump size and main pump capacity.
  • the lubricating device 100 may include a non-return valve (not illustrated) to prevent oil reflux into the pump 104.
  • a non-return valve (not illustrated) to prevent oil reflux into the pump 104.
  • Such a valve makes it possible, when the pump 104 is an auxiliary pump 104, to prevent pumped oil from being pumped. by the main pump 104 does not flow back towards the auxiliary pump 104.
  • FIG. 7 shows a second embodiment of the lubrication device 100, which differs from the first embodiment in particular in that the rotating element to which the pump rotor is coupled in rotation is one of the satellites 19c of the reduction gear 19, and not the sun pinion 19a.
  • the satellite in question is connected to the pump rotor by a mechanical connection adapted so that a rotation of the satellite causes a rotation of the pump rotor.
  • the reducer 19 is axially located between the pump 104 and the drive shaft (this configuration is also found in the first embodiment of Figure 6).
  • the clutch 110 is configured to: decouple in rotation the satellite 19c to which it is connected, if the rotation speed of the drive shaft 11 is greater than or equal to the clutch threshold speed ND, and to
  • the lubrication device 100 may comprise several pumps 104 conforming to the preceding description, the pumps 104 being respectively coupled with different satellites 19c of the reducer 19. It is thus possible to have in the lubrication device 100 as many pumps 104 as satellites 19c present.
  • the lubrication device comprises a plurality of pumps each comprising a pump rotor, the plurality of pumps comprising at least two pumps and at most as many pumps as satellites, each pump rotor being coupled in rotation with a satellite 19c separate, the lubrication device being configured to lubricate the speed reducer 19 with oil when the pump rotors are rotating.
  • Such a configuration makes it possible to use small pumps, and therefore to optimize space requirements.
  • All the pumps can be sized to supply oil over the entire speed range, so that it is possible to do without a possible main pump, which saves space within the engine.
  • such a plurality of pumps ensures a certain redundancy, and therefore improves the reliability of the lubrication device.
  • the mechanical connection connecting the rotating element of the reducer 19 (sun pinion 19a or satellite 19c) to the pump rotor comprises an intermediate pinion 111 not forming part of the reducer 19.
  • rotating element of the reducer 19 meshes with this intermediate pinion 111, and the intermediate pinion 111 is arranged to drive the pump rotor in rotation, if necessary via the clutch 110. Passing through such an intermediate pinion 111 can allow to offset the pump 104 to optimize its location and the size of the system.
  • the reducer 19 is axially located between the pump 104 and the fan shaft 20.
  • the rotating element is the crown 19b of the reducer 19.
  • the crown 19b is connected to the pump rotor by a mechanical connection adapted so that a rotation of the crown 19b causes a rotation of the pump rotor, this mechanical connection not passing through the fan shaft 20.
  • the rotating element is the fan shaft 20.
  • the propulsion system 1 may comprise a brake 200 configured to brake a rotation of the fan rotor 9 or to block such a rotation.
  • braking or “braking” of an element is to be interpreted as the application of a force which opposes the rotational movement of this element, without blocking this rotational movement. “Braking” therefore has the effect of slowing down the rotation speed of the braked element. In contrast, “blocking” or “blocking” an element has the effect of reducing the rotation speed of this element to zero and therefore preventing the rotation of the element in question.
  • the brake 200 is configured to cooperate with an element of the propulsion system 1 whose rotation is dependent on the rotation of the fan rotor. 9
  • the element with which the brake 200 cooperates receives the force generated by the brake 200, and this force is then transmitted directly or indirectly to the fan rotor 9 via this element.
  • the element with which the brake 200 cooperates is called "element to be braked", it being understood that the element to be braked can also be blocked by the brake 200.
  • the brake 200 is supplied with energy by an energy source.
  • the force that the brake applies to block the element to be braked (and consequently the fan rotor 9) requires energy in a quantity greater than the quantity of energy required to allow the brake 200 to apply braking without blocking .
  • the energy source used can be of any type.
  • the energy source is a battery (in which case the energy the brake receives is electrical energy).
  • the default position of the brake 200 is a position in which the brake ensures blocking of the fan rotor 9.
  • “default position” is meant the position that the brake 200 takes when the brake 200 is not supplied with energy, in particular when the propulsion system 1 is turned off.
  • suitable return means such as a spring.
  • the brake 200 can be configured to authorize the rotational movements of the fan rotor 9 via manual control (ie to be released manually), when the propulsion system 1 is turned off, that is to say when the combustion chamber is turned off. This facilitates system maintenance.
  • the brake 200 can be of any type (disc, dog, etc.). Any type of actuation of the brake 200 can be considered (electric, pneumatic, hydraulic).
  • the propulsion system 1 may include a clutch 210.
  • the brake 200 is configured to be disengaged by the clutch 210 when a rotational speed of the drive shaft 11 increases and exceeds a first threshold speed.
  • This first threshold speed can also be designated as a second disengagement threshold speed (so as not to confuse it with the disengagement threshold speed used by the clutch 110 already described in section 1). Thanks to this, the safety and reliability of the propulsion system 1 is increased because we avoid having a brake that can be activated in flight.
  • the first threshold speed (or second disengagement threshold speed) is for example between 50 revolutions per minute and 800 revolutions per minute, for example between 50 revolutions per minute and 400 revolutions per minute, for example between 100 revolutions per minute and 300 revolutions per minute.
  • the brake 200 is configured to be engaged by the clutch 210 when a speed of rotation of the drive shaft 11 decreases and becomes lower than a second threshold speed (or second clutch threshold speed, not not to be confused with the clutch threshold speed of clutch 110 described in section 1).
  • the operational ranges are thus optimized and safety increased: the brake is disengaged as quickly as possible in the event of acceleration, but the brake is made operational as quickly as possible in the event of slowdown.
  • the second threshold speed (or second clutch threshold speed) is for example between 50 revolutions per minute and 800 revolutions per minute, for example between 50 revolutions per minute and 400 revolutions per minute, for example between 100 revolutions per minute and 300 Rotations per minute.
  • the first threshold speed and the second threshold speed used by the clutch 210 can be equal (which makes it possible to simplify the system) or different.
  • the clutch 210 can be configured to:
  • the first threshold speed used by the clutch 210 may be identical to or different from the disengagement threshold speed used by the clutch 110 defined in section 1.
  • the second threshold speed used by the clutch 210 may be identical to or different from the clutch threshold speed ND used by the clutch 110 defined in section 1.
  • the brake 200 may also include a fuse (or safety section), configured to mechanically decouple the brake 200 from the rest of the propulsion system 1.
  • the fuse comprises a mechanical portion configured to break as soon as a threshold force is reached at within the mechanism. This increases safety in the event of untimely and accidental actuation of the brake 200 in flight.
  • the fuse section can in fact break and the fan rotor 9 can then continue to rotate.
  • Figure 9 represents a first embodiment of the brake 200 in which the clutch 210 is different from the clutch 110.
  • the clutch 210 is arranged to achieve coupling or decoupling between the sun pinion 19a and the brake 200.
  • Figure 10 represents a second embodiment of the brake 200 in which the clutch 210 is different from the clutch 110.
  • the clutch 210 is arranged to achieve coupling or decoupling between one of the satellites 19c and brake 200.
  • Figure 11 represents a third embodiment of the brake 200 in which the clutch 210 and the clutch 110 are in reality one and the same clutch.
  • the second clutch threshold speed is the clutch threshold speed ND defined in section 1
  • the second disengagement threshold speed is the disengagement threshold speed defined in section 1 (which may be equal to ND ).
  • the element to be braked is, in this embodiment, the rotor of the pump 104.
  • the same clutch 110 is used to control the activation of the pump 104, and therefore the lubrication of the reducer 19, and also to ensure that the brake 200 is well decoupled from the reducer 19, in order to guarantee that any unexpected actuation of the brake 200 has no impact on the reduction gear 19, particularly in mid-flight.
  • the brake 200 is configured to brake a rotation of the pump rotor when the rotation speed of the drive shaft 11 is less than a braking threshold speed NR. This makes it possible to limit the movements of the fan rotor, and reduces the need for oil to lubricate the reduction gear 19. Indeed, the speed being reduced, we can afford to use a smaller oil tank, a smaller pump , etc. Furthermore, by choosing the rotor of pump 104 as the element to be braked, we thus obtain a fully integrated lubrication and braking system (at least at low speed), with reduced bulk and reduced mass. In addition, the braking phase can allow a possible gentle blocking if necessary and avoid damage to the propulsion system 1.
  • the braking threshold speed NR is between 30 revolutions per minute and 500 revolutions per minute, for example between 50 revolutions per minute and 300 revolutions per minute, for example between 80 revolutions per minute and 180 revolutions per minute. Braking from such a speed makes it possible to size the pump with a satisfactory balance between size, capacity-flow and braking capacity (a small flow allows the use of a small pump).
  • the brake 200 is configured to block the rotation of the element to be braked when the rotation speed of the drive shaft 11 is lower than a blocking threshold speed NF.
  • the blocking threshold speed NF is lower than the braking threshold speed NR.
  • the NF blocking threshold speed is between 0 revolutions per minute and 200 revolutions per minute, for example between 0 revolutions per minute and 50 revolutions per minute, for example between 0 revolutions per minute and 20 revolutions per minute. Blocking from such a speed makes it possible to size the pump 104 with a satisfactory balance between size, flow capacity and braking capacity.
  • the brake 200 comprises a mechanical brake 202 and a valve system 204.
  • the mechanical brake 202 is for example a friction brake adapted to exert friction on the pump rotor, for example a disc brake. Such a brake is relatively compact.
  • the valve system 204 comprises a first controlled valve 206 downstream of the pump 104 and a second controlled valve 208 upstream of the pump 104.
  • the first valve 206 is arranged in the supply conduit 106.
  • the second valve 208 is arranged in the inlet conduit 102.
  • Each of the two valves 206, 208 can be opened, in order to let oil pass, and closed , in order to prevent the passage of oil.
  • the first valve 206 is closed, it prevents oil from the pump 104 from being supplied to the fluid distributor 110.
  • the second valve 208 is closed, it prevents the oil from the source of oil to be conveyed to the pump 104 via the oil inlet conduit 102.
  • the valve system 204 can be operated as follows. The first valve 206 downstream is closed, then the second valve 208 upstream is closed. This has the effect of putting the pump 104 under overpressure and blocking any flow of oil into the inlet/outlet of the pump 104, which has the effect of blocking the pump rotor from rotating. To release the hydraulic brake 204, simply open the downstream valve first and then the upstream valve. Rotation of the pump rotor is permitted again after releasing the brake.
  • the valve system 204 may also include a check valve 208 adapted to gradually increase the pressure within the pump 104 and thus achieve braking without blocking.
  • valve system 204 described above is particularly compact and light (especially compared to a mechanical blocking/unblocking system).
  • valve system 204 can be dedicated to blocking the pump rotor, while the mechanical brake 202 can be dedicated to braking (slowing down without blocking).
  • the mechanical brake can be used to participate in braking and to participate in blocking.
  • the brake 200 may include only the valve system 204 discussed previously (the brake 200 then does not include a mechanical brake). The 200 brake is then even more compact and lighter.
  • the brake 200 can consist of the mechanical brake 202 discussed previously (the brake 200 then does not include a valve system).
  • the control of the brake 200 can be a function of at least one operating state of the lubrication device 100.
  • the brake 200 can be hydraulically controlled, the hydraulic control being fluidly connected to the lubricating device 100. This makes it possible to make the brake more compact, and offers the opportunity to use a nearby energy source.
  • the brake 200 may include a switch allowing the brake to be activated and deactivated.
  • the brake cannot generate a braking force, even if it also receives a certain quantity of energy from the energy source discussed previously. Only when the brake is activated can such energy be converted by the brake into a braking/blocking force.
  • the activation of the brake 200 can then be conditioned on the activation of the pump 104.
  • the switch can be actuated by the oil circulating in the lubricating device 100 towards a position which activates the brake 200.
  • the switch is returned to another position which deactivates the brake, for example using return means, such as a spring.
  • the brake 200 is compatible with all the embodiments of the lubrication device 100 described in section 1).
  • the brake 200 can be combined with the embodiments of the lubrication device 100 in which the pump rotor is coupled in rotation with the sun pinion 19a (figure 6) or with a satellite 19c (figures 7 and 8).
  • We then obtain a synergy effect since we brake on “fast” rotating gears transmitting less torque.
  • FIG. 13 shows the operating zones of the pump 104, when the latter is an auxiliary pump 104 combined with a main pump. In this embodiment, we have NA ⁇ ND.
  • Auxiliary lubrication occurs in the speed range [0, ND].
  • the auxiliary pump 104 can be primed for example from 2 rpm.
  • the main lubrication occurs in the speed range ] NA, NMAX].
  • NMAX is a maximum rotational speed of the drive shaft (not shown). For example, NMAX is equal to 12,000 rpm.
  • the blocking carried out by the brake 200 occurs on the range [0, NF].
  • Braking occurs on the range ] NF, NR] (OR possibly on the range [0, NR] if you do not wish to block).
  • the lubrication provided by the pump 104 described above ensures lubrication in the entire range of possible speeds for the drive shaft, that is to say in the range from 0 to NMAX.
  • the propulsion system comprises a control system 300 for controlling the setting of the blades 19 of the fan rotor, in particular for controlling a feathering of the blades 19.
  • the control system 300 includes the pitch change mechanism 15 described above, a hydraulic control circuit 302 and a source of hydraulic fluid 304.
  • the hydraulic circuit 302 fluidly connects the source 304 to the pitch change mechanism 15.
  • the hydraulic circuit 302 is configured to convey a fluid from the source 302 to the mechanism 15 to actuate it.
  • the fluid conveyed by the hydraulic circuit transports hydraulic energy which requires a movement of the pitch change mechanism 15, thus modifying the orientation of the blades 19 relative to the hub, and therefore their setting.
  • the pitch change mechanism 15 is hydraulically actuated.
  • the brake 200 can further be configured to block rotation of the fan rotor based on a blade feathering command.
  • any feathering of the blades 19 is accompanied by a blocking of the fan rotor 9 by the brake 200.
  • the control system 300 is thus made versatile, and there is no need to use a system control dedicated to the brake 200, which results in a saving of space and mass.
  • the control system is simpler than prior art systems, and there is no no longer needs to lubricate at low rotation speed (for example via an auxiliary pump), because the engine no longer rotates.
  • the brake 200 can be configured to unlock a rotation of the fan rotor 9 as a function of a flag output command of the blades 19 by the control system 300. This control is simple and effective.
  • the brake 200 can be configured to be actuated by energy which also makes it possible to actuate the variation in the pitch of the blades. This makes it possible to make system 1 more compact, because the brake 200 takes advantage of an energy source already available nearby to generate a braking/blocking force, and allows easier synchronization of the control. In other words, the brake 200 takes part of the energy devoted to varying the timing of the blades of the fan rotor 9, in order to exercise its braking/blocking function.
  • the energy used by the brake is hydraulic energy transported by the hydraulic circuit.
  • the brake 200 is hydraulically actuated, just like the pitch change mechanism 15. This is easier to achieve than a system involving electrical or mechanical energy, and the system is made more compact, with reduced mass.
  • this hydraulic actuation can be connected to the control system 300. More precisely, the brake 200 is fluidly connected to the hydraulic control circuit 302.
  • the hydraulic actuation of the brake 200 can be direct or indirect. Hydraulic actuation can be carried out for example even if the control system 300 is passive at rest (i.e. in the flag or brake blocked position), for example via a counterweight, the control remains hydraulic to at a given moment cancel the action of the counterweight.
  • the control system 300 may further include a first retarder configured to delay rotational locking relative to the feathering of the blades. We can thus wait for the feathering to be effective before blocking.
  • the control system 300 may further comprise, for example, a second retarder configured to delay a flag output of the blades relative to the release of the rotation of the fan rotor.
  • first retarder and/or the second retarder makes it possible to reduce constraints and dimension certain elements as accurately as possible, resulting in a saving of space and a reduction in mass.
  • the first timer or the second timer comprises for example a time counter, and the blocking can be triggered when this time counter reaches a predefined delay.
  • the first retarder and the second retarder may be the same retarder, or they may be different retarders.
  • the first retarders are represented by a block 308 at the level of the hydraulic circuit 302, it being understood that these retarders can be integrated into the brake 200.
  • Figure 13 represents the control system 300 combined with a brake 200 conforming to the embodiment of Figure 10, in which the element braked by the brake is a satellite 19c of the reducer 19.
  • the control system 300 such that described above can alternatively be combined with the other embodiments of the brake 200 presented previously in section 2, in particular that of Figure 9, in which the braked element is the sun pinion 19a, and that of Figure 11 , in which the braked element is the rotor of the pump 104.
  • a braking method implemented using the control system 300 comprises the following steps.
  • the control system 300 detects that fan blade feathering should be initiated.
  • control system 300 commands feathering of the fan blades (step S1).
  • the hydraulic circuit 302 routes a fluid from the source 304 to the pitch change mechanism 19. This fluid transports hydraulic energy which activates the pitch change mechanism 15 so that this mechanism 15 moves the fan blades. 19 in their flag position.
  • the hydraulic circuit 302 is further hydraulically connected to the brake 200, part of this hydraulic energy actuates the brake 200 such that the brake 200 blocks the fan rotor.
  • this blocking occurs after the fan blades have feathered.
  • the rotor of the pump 104 can participate, in certain embodiments, in the transmission of the blocking force generated by the brake 200 to the reducer 19, which is then passed on to the fan rotor 9
  • the blocking step S2 comprises the following steps shown in Figure 15: the control system 300 controls, via the fluid passing through the hydraulic circuit 302, a. closing of the downstream valve 206 (step S20), then closing the upstream valve 208 (step S21). This causes excess oil pressure in pump 104, which causes the pump rotor to block.
  • control system 300 detects that a deflagging of the fan blades must be triggered.
  • control system 300 commands a de-flagging of the fan blades (step S3).
  • the device 304 causes the routing of the fluid in the hydraulic circuit 302. This fluid transports hydraulic energy which activates the pitch change mechanism 15 so that this mechanism 15 moves the fan blades 19 out of their position as a flag.
  • the unlocking step S3 comprises the following steps shown in Figure 16: the control system 300 controls, via the fluid passing through the hydraulic circuit 302, an opening of the first downstream valve 206 (step S30), then opening the upstream valve 208 (step S31). The pump rotor is then unlocked, which allows rotation of the rotating elements of the reducer 19 and consequently of the fan rotor 19. Concomitantly, the pump 104 resumes supplying oil to the reducer 19, which is thus lubricated.
  • the brake 200 uses as a source of energy the control system 300 which serves to vary the pitch of the fan blades 19.
  • the brake 200 uses as a source of energy the control system 300 which serves to vary the pitch of the fan blades 19.
  • the brake 200 uses as a source of energy the control system 300 which serves to vary the pitch of the fan blades 19.
  • complementary or alternative energy sources can be used for the brake 200, in particular: an air starter, a battery, etc.
  • lubrication device 100 the brake 200 and/or the control system 300 can be considered for the propulsion system 1.
  • Figure 11 only represents a single brake 200 coupled to a satellite 19c, the propulsion system 1 can include several brakes 200 coupled respectively to different satellites 19c of the reducer 19.
  • Using several brakes makes it possible to improve efficiency and its compactness: in fact, several small brakes used jointly can provide braking similar to that of a large brake, but optimize space requirements; moreover, their redundancy improves the security of the system.
  • the brake 200 can be independent of the pump 104, and more generally of the lubrication device 100.
  • the element braked by the brake 200 is not necessarily a part of the reducer 19: this braked element can in effect being the fan shaft 20 or the drive shaft 11. All these alternatives save space in the engine.
  • the 200 brake is not necessarily hydraulically actuated.
  • the brake 200 can be actuated using a worm screw, for example a ball screw, etc.
  • the brake 200 can use one or more energy sources independent of the control system 300 to vary the timing of the blades 19, including: an air starter, a battery, etc.
  • the lubrication device 100 and/or the brake 200 are advantageously combined with a reduction gear 19 of the planetary type (or “star” in English), because this combination induces a simplification of the structure, and therefore a gain in size, linked to greater ease of integration.
  • a reduction gear 19 of the planetary type or “star” in English
  • the brake 200 can be engaged by default by the clutch 210, and can where appropriate be used in coordination with another brake (for example an electro-magnetic brake to recover energy ).
  • another brake for example an electro-magnetic brake to recover energy

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Abstract

Système propulsif aéronautique (1) comprenant : un arbre d'entraînement (11); un rotor de soufflante (9); un arbre de soufflante (20) propre à entraîner en rotation le rotor de soufflante (9); un réducteur de vitesse (19) comprenant un pignon solaire (19a), un satellite (19c), une couronne (19b) et un porte satellites fixe; un dispositif de lubrification (100) comprenant une pompe (104), la pompe (104) comprenant un rotor de pompe et étant configurée pour alimenter en huile le réducteur de vitesse (19) lorsque le rotor de pompe est en rotation, dans lequel le rotor de pompe est couplé en rotation avec le satellite (19c), le réducteur de vitesse (19) étant axialement situé entre la pompe (104) et l'arbre d'entraînement, et un conduit d'arrivée (102) pour fournir de l'huile à la pompe (104), dans lequel le conduit d'arrivée (102) traverse axialement le réducteur de vitesse (19).

Description

Système propulsif aéronautique
DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE
La présente divulgation concerne de manière générale le domaine des systèmes propulsifs, et plus particulièrement des systèmes propulsifs aéronautiques comprenant une soufflante carénée ou non carénée.
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 entraîné 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 entraînés 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 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.
Afin d’améliorer le rendement propulsif d’un système propulsif aéronautique et de réduire sa consommation spécifique, il a été constaté qu’il est avantageux d’augmenter la vitesse de rotation de la turbine basse pression et du compresseur basse pression, et de diminuer la vitesse de rotation de la soufflante, au moyen d’un réducteur de vitesse.
Il a été proposé des dispositifs de lubrification pour lubrifier un tel réducteur de vitesse, afin d’éviter que le réducteur de vitesse ne se dégrade. Toutefois, ces dispositifs de lubrification sont encombrants.
EXPOSE DE L'INVENTION Un but de la présente divulgation est de proposer de lubrifier un réducteur de vitesse d’un système de propulsion aéronautique moyennant un dispositif de lubrification peu encombrant.
Il est à cet effet proposé un système propulsif aéronautique s’étendant selon une direction axiale et comprenant :
• un arbre d’entraînement ;
• un rotor de soufflante ;
• un arbre de soufflante propre à entraîner en rotation le rotor de soufflante ;
• un réducteur de vitesse couplant en rotation l’arbre d’entraînement et l’arbre de soufflante, et configuré pour entraîner l’arbre de soufflante à une vitesse de rotation inférieure à une vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement, le réducteur de vitesse comprenant : o un pignon solaire présentant un diamètre et couplé en rotation avec l’arbre d’entraînement, o un satellite qui engrène avec le pignon solaire, o une couronne présentant un diamètre et qui engrène avec le satellite, le diamètre de la couronne étant supérieur au diamètre du pignon solaire, o un porte satellites sur lequel le satellite est monté à rotation, le porte satellites étant fixe par rapport à un stator du système propulsif ; et
• un dispositif de lubrification comprenant : o une pompe, la pompe comprenant un rotor de pompe et étant configurée pour alimenter en huile le réducteur de vitesse lorsque le rotor de pompe est en rotation, dans lequel le rotor de pompe est couplé en rotation avec le satellite, dans lequel, considéré selon la direction axiale, le réducteur de vitesse est situé entre la pompe et l’arbre d’entraînement, et o un conduit d’arrivée pour fournir de l’huile à la pompe, dans lequel le conduit d’arrivée traverse axialement le réducteur de vitesse.
Le système propulsif aéronautique peut également comprendre les caractéristiques optionnelles suivantes, prises seules ou en combinaison à chaque fois que cela est techniquement possible.
Optionnellement, le système propulsif aéronautique comprend un embrayage configuré pour découpler en rotation le rotor de pompe du satellite lorsque la vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement est supérieure ou égale à une vitesse seuil d’embrayage, et pour coupler en rotation le rotor de pompe avec le satellite lorsque la vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement est inférieure à la vitesse seuil d’embrayage. Optionnellement, le dispositif de lubrification comprend une deuxième pompe distincte de la pompe comprenant le rotor de pompe, la deuxième pompe étant configurée pour alimenter en huile le réducteur de vitesse lorsque la vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement est supérieure ou égale à la vitesse seuil d’embrayage.
Optionnellement, la vitesse seuil d’embrayage a une valeur comprise entre 50 tours par minute et 800 tours par minute, par exemple entre 50 tours par minute et 500 tours par minute, par exemple entre 100 tours par minute et 300 tours par minute.
Optionnellement, la pompe est configurée pour alimenter en huile le réducteur de vitesse lorsque le rotor de pompe est en rotation dans un premier sens de rotation ou dans un second sens de rotation opposé au premier sens de rotation.
Optionnellement, le système propulsif aéronautique comprend un pignon intermédiaire, le rotor de pompe étant couplé en rotation avec le satellite via le pignon intermédiaire.
Optionnellement, le réducteur de vitesse comprend une pluralité de satellites qui engrènent avec le pignon solaire, et le dispositif de lubrification comprend une pluralité de pompes comprenant chacune un rotor de pompe, la pluralité de pompes comprenant au moins deux pompes et au plus autant de pompes que de satellites, chaque rotor de pompe étant couplé en rotation avec un satellite distinct, le dispositif de lubrification étant configuré pour lubrifier le réducteur de vitesse avec de l’huile lorsque les rotors de pompe sont en rotation.
Optionnellement, le système propulsif aéronautique comprend un frein configuré pour freiner une rotation du rotor de pompe lorsque la vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement est inférieure à une vitesse de freinage seuil.
DESCRIPTION DES FIGURES
D’autres caractéristiques, buts et avantages ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés.
- la figure 1 représente de manière schématique un aéronef comprenant des systèmes propulsifs,
- la figure 2 représente de manière schématique, en vue partielle et en coupe, un exemple de système propulsif dans lequel la section de soufflante est carénée,
- la figure 3 représente de manière schématique, en vue partielle et en coupe, un exemple de système propulsif dans lequel la section de soufflante est non-carénée,
- la figure 4 représente de manière schématique un exemple de mécanisme de réduction selon une première variante, - la figure 5 représente de manière schématique un exemple de mécanisme de réduction selon une deuxième variante,
- la figure 6 représente de manière schématique un exemple de mécanisme de réduction et un dispositif de lubrification selon un premier mode de réalisation,
- la figure 7 représente de manière schématique un exemple de mécanisme de réduction et un dispositif de lubrification selon un deuxième mode de réalisation,
- la figure 8 représente de manière schématique un exemple de mécanisme de réduction et un dispositif de lubrification selon un troisième mode de réalisation,
- la figure 9 représente de manière schématique un exemple de mécanisme de réduction et un frein selon un premier mode de réalisation,
- la figure 10 représente de manière schématique un exemple de mécanisme de réduction et un frein selon un deuxième mode de réalisation,
- la figure 11 représente de manière schématique un frein selon un mode de réalisation et certaines parties d’un dispositif de lubrification selon un mode de réalisation,
- la figure 12 est un diagramme représentant des zones de fonctionnement de pompes en fonction d’une vitesse de rotation d’un arbre d’entraînement,
- la figure 13 représente de manière schématique un exemple de mécanisme de réduction, un frein, et un système de commande selon un mode de réalisation,
- la figure 14 est un organigramme d’étapes d’un procédé de freinage,
- la figure 15 comprend un organigrammes représentant des modes de réalisation d’étapes du procédé de la figure 1 ,
- la figure 16 comprend un organigrammes représentant des modes de réalisation d’autres étapes du procédé de la figure 14,
Sur l’ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques.
DESCRIPTION DETAILLEE
On a représenté en figure 1 un exemple d’aéronef 100. L’aéronef 100 est un avion comprenant un fuselage 101 et deux ailes 102. Dans cet exemple, l’aéronef comprend deux systèmes propulsifs 1 , chaque système propulsif 1 étant fixé à une aile 102 respective de l’avion 100 par l’intermédiaire d’un pylône. Dans un autre mode de réalisation, l’aéronef pourrait comprendre un ou plusieurs système propulsif(s) fixé au fuselage 101. La figure 2 représente de manière schématique, en vue partielle et en coupe, un premier exemple d’un système propulsif 1.
Dans cet exemple, le système propulsif 1 est un moteur à turbine à gaz à double corps et à soufflante carénée.
Sur la figure 2, le système propulsif 1 présente une direction principale (ou direction axiale) s’étendant selon un axe longitudinal X. Le système propulsif 1 comprend une section de soufflante 2 et un corps primaire 3, souvent appelé « générateur de gaz ».
La section de soufflante 2 comprend une soufflante 22 et un carter de soufflante 12. La soufflante 22 comprend un rotor de soufflante 9. Le carter de soufflante 12 entoure le rotor de soufflante 9. Le rotor de soufflante 9 est monté rotatif par rapport au carter de soufflante 12.
Le rotor de soufflante 9 comprend un moyeu de soufflante 13 et des aubes de soufflante 14 s’étendant radialement à partir du moyeu 13. Les aubes de soufflante 14 peuvent être fixes par rapport au moyeu de soufflante 13 ou présenter un calage variable. Dans ce dernier cas, chacune des aubes de soufflante 14 est montée pivotante par rapport au moyeu de soufflante 13 suivant un axe de calage et est reliée à un mécanisme de changement de pas 15 monté dans le système propulsif 1 . Le mécanisme de changement de pas 15 permet d’ajuster l’angle de calage des aubes de soufflante 14 en fonction des phases de vol.
Le mécanisme de changement de pas 15 est en particulier capable de mettre les aubes de soufflante 14 « en drapeau ». De façon connue en soi, lorsque les aubes de soufflantes sont en drapeau, la traînée générée par le rotor de soufflante 9 est minimale. En d’autres termes, la position en drapeau des aubes de soufflante est la position qui minimise le maitre couple de la soufflante ou qui minimise la traînée de soufflante par rapport au flux d’air qui traverse la soufflante. En pratique, l’angle de calage des aubes de soufflante 14 est d’environ 90° lorsque les aubes de soufflante 14 sont en drapeau.
Par exemple, le mécanisme de changement de pas 15 est configuré pour maintenir les aubes de soufflante en drapeau, lorsque le mécanisme de changement de pas n’est pas commandé, par exemple lorsque le système propulsif est éteint. Une telle position par défaut peut être obtenue par des moyens de rappel adéquats, tels qu’un ressort.
Le rotor de soufflante 9 comprend au moins quatorze aubes de soufflante 14 et au plus vingt- quatre aubes de soufflante 14, par exemple au moins seize aubes de soufflante 14 et au plus vingt-deux aubes de soufflante 14. De plus, dans cet exemple, la section de soufflante 2 comprend également un stator de soufflante 16 monté fixe sur le carter de soufflante 12. Le stator de soufflante 16 comprend des aubes fixes 17 généralement dénommées « aubes de sortie » (ou « OGV », pour « Outlet Guide Vane » en anglais). Cet ensemble d’aubes fixes a pour fonction de redresser et de réguler le flux d’air qui s’écoule en aval du rotor de soufflante 9 pour optimiser la poussée du moteur. Cet ensemble d’aubes fixes joue aussi un rôle de réducteur 19 de bruit.
Alternativement, les aubes de sortie 17 pourraient présenter un calage variable. Le cas échéant, et de manière similaire aux aubes de soufflante 14 du rotor de soufflante 9, le pied des aubes de sortie 17 est monté pivotant suivant un axe de calage et est relié à un mécanisme de changement de pas (non-représenté), le calage étant ajusté en fonction des phases de vol par le mécanisme de changement de pas.
Le nombre d’aubes de sortie 17 dépend des critères acoustiques définis pour le système propulsif 1 et est au moins égal au nombre d’aubes de soufflante 1 .
Le corps primaire 3 comprend une section de compresseur 29, une chambre de combustion 6 et une section de turbine 30.
La section de compresseur 29 comprend un compresseur basse pression 4 et un compresseur haute pression 5.
Le compresseur basse pression 4 comprend un rotor 41 propre à être entraîné en rotation par rapport au carter 31 du système propulsif 1 et un stator 42 monté fixe sur le carter 31 .
Le rotor 41 du compresseur basse pression 4 comprend des roues mobiles 4a et le stator 42 du compresseur basse pression 4 comprend des roues fixes 4b. Les roues mobiles 4a sont disposées en alternance avec les roues fixes 4b, formant ainsi une succession d'étages de compresseur basse pression.
De même, le compresseur haute pression 5 comprend un rotor 51 propre à être entraîné en rotation par rapport au carter 31 du système propulsif 1 et un stator 52 monté fixe sur le carter 31 .
Le rotor 51 du compresseur haute pression 5 comprend des roues mobiles 5a et le stator 52 du compresseur haute pression 5 comprend des roues fixes 5b. Les roues mobiles 5a sont disposées en alternance avec les roues fixes 5b, formant ainsi une succession d'étages de compresseur haute pression.
La section de turbine 30 comprend une turbine haute pression 7 et une turbine basse pression 8. Le turbine haute pression 7 comprend un rotor 71 propre à être entraîné en rotation par rapport au carter 31 du système propulsif 1 et un stator 72 monté fixe sur le carter 31 .
Le rotor 71 de la turbine haute pression 7 comprend des roues mobiles 7a et le stator 72 de la turbine haute pression 7 comprend des roues fixes 7b. Les roues mobiles 7a sont disposées en alternance avec les roues fixes 7b, formant ainsi une succession d'étages de turbine haute pression.
De même, la turbine basse pression 8 comprend un rotor 81 propre à être entraîné en rotation par rapport au carter 31 du système propulsif 1 et un stator 82 monté fixe sur le carter 31 .
Le rotor 81 de la turbine basse pression 8 comprend des roues mobiles 8a et le stator 82 de la turbine basse pression 8 comprend des roues fixes 8b. Les roues mobiles 8a sont disposées en alternance avec les roues fixes 8b, formant ainsi une succession d'étages de turbine basse pression.
Le système propulsif 1 comprend un arbre basse pression 11 reliant le rotor 81 de la turbine basse pression 8 au rotor 41 du compresseur basse pression 4, l’arbre basse pression 11 étant monté rotatif par rapport au carter 31 autour de l’axe longitudinal X.
Lorsque le système propulsif 1 est en fonctionnement, le rotor 81 de la turbine basse pression 8 entraîne en rotation le rotor 41 du compresseur basse pression 4 par le biais de l’arbre basse pression 11 .
Le système propulsif 1 comprend en outre un arbre de soufflante 20 et un mécanisme de réduction 19. Le rotor de soufflante 9 est monté fixe sur l’arbre de soufflante 20. Le mécanisme de réduction 19 présente une entrée et une sortie. L’entrée du mécanisme de réduction 19 est raccordée à l’arbre basse pression 11 et la sortie du mécanisme de réduction 19 est raccordée à l’arbre de soufflante 20. Ainsi, lorsque le système propulsif 1 est en fonctionnement, le rotor 81 de la turbine basse pression 8 entraîne en rotation non seulement le rotor 41 du compresseur basse pression 4, mais également le rotor de soufflante 9, par le biais de l’arbre basse pression 11 , du mécanisme de réduction 19 et de l’arbre de soufflante 20.
Grâce au mécanisme de réduction 19, le rotor de soufflante 9 est entraîné en rotation à une vitesse inférieure à la vitesse de rotation du rotor 41 de la turbine basse pression 4.
Le mécanisme de réduction 19 permet ainsi d’optimiser de manière indépendante la vitesse de rotation de la soufflante 22 et la vitesse de rotation de la turbine basse pression 8 et du compresseur basse pression 4. La turbine basse pression 8, l’arbre basse pression 11 , le compresseur basse pression 4, l’arbre de soufflante 20, le mécanisme de réduction 19 et la soufflante 22 forment ensemble le « corps basse pression » du système propulsif 1.
Le système propulsif 1 comprend en outre un arbre haute pression 10 reliant le rotor 71 de la turbine haute pression 7 au rotor 51 du compresseur haute pression 5, l’arbre haute pression 10 étant monté rotatif par rapport au carter 31 autour de l’axe longitudinal X. L’arbre haute pression 10 est coaxial avec l’arbre basse pression 11 et s’étend autour de l’arbre basse pression 11.
Lorsque le système propulsif 1 est en fonctionnement, le rotor 71 de la turbine haute pression 7 entraine en rotation le rotor 51 du compresseur basse pression 5 par le biais de l’arbre basse pression 11 .
La turbine haute pression 7, l’arbre haute pression 10 et le compresseur haute pression 4 forment ensemble le « corps haute pression » du système propulsif 1.
L’arbre basse pression 11 et l’arbre haute pression 10 peuvent être corotatifs, c’est-à-dire être entraînés dans le même sens de rotation autour de l’axe longitudinal X. En variante, l’arbre basse pression 11 et l’arbre haute-pression 10 peuvent être contrarotatifs, c’est-à- dire être entraînés dans des sens de rotation opposés autour de l’axe longitudinal X.
Le système propulsif 1 à double corps peut notamment comprendre une turbine haute pression 7 monoétage, c’est-à-dire comprenant exactement un étage, ou une turbine haute pression 7 biétage, c’est-à-dire comprenant exactement deux étages (comme illustré dans l’exemple de la figure 2).
Le compresseur haute pression 5 comprend au moins huit étages (comme illustré dans l’exemple de la figure 2) et au plus onze étages.
La turbine basse pression 8 comprend au moins trois étages (comme illustré dans l’exemple de la figure 2) et au plus cinq étages.
Le compresseur basse pression 4 comprend au moins deux étages et au plus quatre étages.
Lorsque le système propulsif est en fonctionnement, un flux d’air F entrant dans le système propulsif 1 traverse la soufflante 22 puis 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 dans la veine secondaire, 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 29 (compresseur basse pression 4 et compresseur haute pression 5), la chambre de combustion 6 où il est mélangé avec du carburant pour servir de comburant, et la section de turbine 30 (turbine haute pression 7 et turbine basse pression 8). Le passage du flux d’air primaire F1 à travers la section de turbine 30 recevant de l’énergie de la chambre de combustion 6 provoque une rotation des roues mobiles 7a, 8a de la section de turbine 30, qui entraînent à leur tour en rotation les roues mobiles 4a, 5a de la section de compresseur 29 ainsi que le rotor de soufflante 9.
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 (ou « bypass ratio » en anglais) élevé. Par taux de dilution « élevé », il est signifié un taux de dilution supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 80 inclus, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, par exemple entre 10 et 18 inclus. Le taux de dilution est défini comme un rapport entre le débit massique du flux d’air secondaire F2 et le débit massique du flux d’air primaire F1 , ces débits massiques en étant 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. Par « non installé », il est signifié que les mesures sont effectuées lorsque le système propulsif 1 est sur un banc d’essai (et non installé sur un aéronef), les mesures étant alors plus simples à réaliser.
Dans un système propulsif, l’introduction d’un mécanisme de réduction 19 tel qu’illustré sur la figure 2 entre la soufflante 22 et la turbine basse pression 8 permet de réduire la vitesse de rotation et le rapport de pression du rotor de soufflante 9 tout en augmentant la puissance extraite par la turbine basse pression 8. En effet, l’efficacité globale du système propulsif 1 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 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 16 (ou, en l’absence de stator 16, 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 0,90 et 1 ,45. Les pressions moyennes sont mesurées ici sur la hauteur d’au moins une des aubes de soufflante 14, c’est-à-dire de la surface qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement d’air en entrée du rotor de soufflante 9 au sommet 21 d’aube de soufflante 14.
La vitesse périphérique au sommet 21 des aubes de soufflante 14 peut par ailleurs être comprise entre 260 mètres par seconde (m.s-1 ) et 400 mètres par seconde (m.s-1 ) inclus. Le rapport de pression de soufflante peut alors être compris entre 1 ,20 et 1 ,45.
Dans un système propulsif à entrainement direct (ou « direct-drive » en anglais), le rotor de soufflante 9 peut, alternativement, être directement couplé à l’arbre basse pression 11 , c’est-à-dire sans mécanisme de réduction. L’arbre basse pression 11 est alors confondu avec l’arbre de soufflante 20 de sorte à ce que le rotor de soufflante 9 est entraîné par l’arbre basse pression 11 à la même vitesse de rotation que le rotor 81 de la turbine basse pression 8.
Le système propulsif 1 est configuré pour fournir une poussée comprise entre 18 000 Ibf (80 068 N) et 51 000 Ibf (226 859 N), par exemple entre 20 000 Ibf (88 964 N) et 35 000 Ibf (155 688 N).
Le diamètre D du rotor de soufflante 9 peut être compris entre 80 pouces (203,2 cm) et 185 pouces (469,9 cm) inclus. Lorsque le rotor de soufflante 9 est caréné, le diamètre D est par exemple compris entre 85 pouces (215,9 cm) et 120 pouces (304,8 cm) inclus, par exemple de l’ordre de 90 pouces (228,6 cm), ce qui permet l’intégration le système propulsif 1 de manière conventionnelle, en particulier sous une aile de l’aéronef 1 .
La figure 3 représente de manière schématique, en vue partielle et en coupe, un deuxième exemple de système propulsif 1 .
Sur la figure 3, les composants identiques ou similaires à ceux du système propulsif de la figure 2 sont désignés par des références identiques.
Dans l’exemple illustré sur la figure 3, le système propulsif 1 est un moteur à turbine à gaz à double corps et à soufflante non-carénée. Il peut s’agir d’un moteur à turbine à gaz de type « Open Rotor » ou « Unducted Single Fan ». Contrairement au premier exemple de la figure 2, le rotor de soufflante 9, qui peut également être désignée par le terme « hélice », n’est pas entouré par un carter de soufflante.
La section de soufflante 2 étant non carénée, les aubes de soufflante 14 présentent un calage variable.
Alternativement, le système propulsif 1 pourrait comprendre deux rotors de soufflante 9 non carénés et contrarotatifs. Un tel système propulsif 1 est connu, dans la terminologie anglo- saxonne, sous l’acronyme « CROR » pour « Contra-Rotating Open Rotor » ou « UDF » pour « Unducted Double Fan ». Les rotors de soufflante 9 peuvent être placés à l’arrière du corps primaire 3 de sorte à être du type pousseur (« pusher » en anglais) ou à l’avant du corps primaire 3 de sorte à être du type tracteur (« puller » en anglais).
L’absence de carénage autour du rotor de soufflante 9 permet d’augmenter le taux de dilution de façon très importante sans que le système propulsif 1 ne soit pénalisé par la masse des carters 12 ou nacelles destinés à entourer la section de soufflante 2. Le taux de dilution du système propulsif 1 comprenant une section de soufflante 2 non carénée est ainsi supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus. La vitesse périphérique au sommet 21 des aubes de soufflante 14 du (ou des) rotor(s) de soufflante 9 peut par ailleurs être comprise entre 210 mètres par seconde (m.s-1 ) et 260 mètres par seconde (m.s-1 ) inclus. Le rapport de pression de soufflante peut alors être compris par exemple entre 0,90 et 1 ,20 inclus.
Le diamètre D du rotor de soufflante 9 peut être compris entre 80 pouces (203,2 cm) et 185 pouces (469,9 cm) inclus. Lorsque le rotor 9 est non caréné, le diamètre D est par exemple supérieur ou égal à 100 pouces (254 cm), par exemple entre 120 pouces (304,8 cm) et 156 pouces (396,2 cm). Le diamètre du rotor de soufflante 9 est mesuré ici dans un plan normal à l’axe longitudinal X, qui est l’axe de rotation du rotor de soufflante 9, au niveau d’une intersection entre un sommet 21 et un bord d’attaque 22 des aubes de soufflante 14.
Il convient de noter que, la figure 2 et la figure 3 étant des vues partielles, le diamètre D n’est que partiellement visible.
Le mécanisme de réduction 19 peut comprendre un mécanisme de réduction, dans cet exemple un mécanisme de réduction à train d’engrenage épicycloïdal, par exemple de type « épicycloïdal » ou de type « planétaire » selon la terminologie parfois rencontrée de l’homme du métier, monoétage ou biétage. Par exemple, la figure 4 illustre un mécanisme de réduction 19 selon une première variante du type planétaire (ou « star » en anglais). Le mécanisme de réduction 19 comprend un pignon solaire 19a (entrée du mécanisme de réduction 19), centré sur un axe de rotation du mécanisme de réduction 19 généralement confondu avec l’axe longitudinal X et configuré pour être entraîné 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 son axe X de rotation, et une série de satellites 19c répartis de manière circonférentielle autour de l’axe X de rotation du rotor 9 de la section de soufflante 2, 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. Dans ces deux variantes, la couronne 19b présente un diamètre supérieur au diamètre du pignon solaire 19a.
Dans un autre exemple, la figure 5 illustre un mécanisme de réduction 19 selon une deuxième variante de type épicycloïdal (ou « planetary » en anglais), auquel cas la couronne 19b est montée fixement sur la partie stator 19e du système propulsif 1 et l’arbre de soufflante 20 est entraîné 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 9 de la section de soufflante 2 est inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre basse pression 11.
Le rapport de réduction du mécanisme de réduction 19 est supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 15. Dans le cas d’un système propulsif 1 à soufflante carénée, le rapport de réduction peut être supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 3,5, par exemple autour de 3,0. Dans le cas d’un système propulsif 1 à soufflante non caréné, le rapport de réduction peut être compris entre 9,0 et 11 ,0.
Afin d’optimiser les performances du système propulsif 1 , le système propulsif 1 comprend toute ou partie des caractéristiques détaillées ci-après.
1 ) Dispositif de lubrification pour lubrifier le mécanisme de réduction Le système propulsif 1 peut comprendre un dispositif de lubrification 100 ayant pour fonction de lubrifier toute ou partie du mécanisme de réducteur 19. Dans la suite de la présente divulgation, le mécanisme de réduction 19 sera plus simplement appelé « réducteur 19 ».
La figure 6 montre un premier mode de réalisation de ce dispositif de lubrification 100, combiné à un réducteur 19 du type « planétaire » tel que décrit précédemment. Ainsi, le porte satellites 19d est fixe par rapport au stator 19e du système propulsif 1 , tandis que le pignon solaire 19a, les satellites 19c et la couronne 19b sont mobiles en rotation. En outre, dans cette configuration, le pignon solaire 19a forme l’entrée du réducteur 19, raccordé à un arbre d’entraînement (par exemple l’arbre basse pression discuté précédemment). La couronne 19b est raccordée à l’arbre de soufflante 20. Une telle configuration « planétaire » permet dans cet exemple une simplification de la structure du dispositif de lubrification, et donc un gain en encombrement, lié à une plus grande facilité d’intégration.
Le dispositif de lubrification 100 comprend un conduit d’arrivée d’huile 102, une pompe 104, un conduit d’alimentation en huile 106 et un distributeur d’huile 108.
Le conduit d’arrivée d’huile 102 relie fluidiquement une source d’huile (non illustrée) et la pompe 104. Le conduit d’arrivée d’huile 102 alimente la pompe 104 en huile émanant de cette source d’huile.
Le conduit d’arrivée d’huile 102 traverse axialement le réducteur 19 de vitesse. Plus précisément, le conduit d’arrivée d’huile 102 passe entre deux satellites 19c adjacents du réducteur 19. Cette traversée axiale contribue à réduire l’encombrement général du dispositif de lubrification 100 en tirant partie de l’espace inoccupé entre les deux satellites 19c voisins. On optimise l’occupation de l’espace au sein du moteur.
En utilisation, de l’huile s’écoule dans la conduite d’arrivée 102 vers la pompe. Dit encore d’une autre manière, l’huile s’écoule dans l’arrivée d’huile 102 dans une direction allant vers la section de soufflante.
Le conduit d’alimentation en huile 106 relie fluidiquement la pompe 104 et le distributeur d’huile 108.
Le distributeur d’huile 108 forme une sortie du dispositif de lubrification 100. Le distributeur d’huile est agencé pour distribuer de l’huile à une partie cible du réducteur 19, de sorte que la ou les parties soient lubrifiées (pignon solaire 19a, satellites 19c, porte-satellite, couronne 19b, un ou plusieurs palier(s)), et ce de manière connue par ailleurs.
La pompe 104 a pour fonction d’alimenter en huile le réducteur 19 de vitesse. Lorsque la pompe 104 est active, la pompe 104 pompe de l’huile en provenance du conduit d’arrivée 102 et transmet de l’huile au distributeur d’huile 108 via le conduit d’alimentation 106. Lorsque la pompe 104 est inactive, le distributeur 108 n’est pas alimenté en huile par la pompe 104.
Considéré selon la direction axiale X, le réducteur 19 est agencé entre la pompe 104 et l’arbre d’entraînement 11. Dit autrement, la pompe 104 est en amont du réducteur 19 (s’il l’on se réfère au sens d’écoulement du flux d’air F lorsque le système propulsif 1 est en fonctionnement). La pompe 104 est entourée par l’arbre de soufflante 20. Une telle configuration permet un gain en encombrement car on utilise un espace généralement laissé inoccupé dans l’état de la technique, car cet espace est confiné entre le réducteur et le l’arbre de soufflante. Le positionnement relatif de cet espace par rapport au réducteur rend assez contre-intuitif son exploitation, notamment vis-à-vis des alimentations.
La pompe 104 comprend un rotor de pompe mobile en rotation autour de son propre axe, cet axe étant par exemple parallèle à l’axe X, dans le présent exemple confondu avec l’axe X. Lorsque le rotor de pompe mis en rotation, la pompe 104 s’active. Lorsque le rotor de pompe cesse de tourner, la pompe 104 devient inactive.
Le rotor de pompe est couplé en rotation avec un élément tournant du réducteur 19. Ceci signifie que l’élément tournant en question est relié au rotor de pompe par une liaison mécanique adaptée pour qu’une rotation de cet élément entraîne une rotation du rotor de pompe. La chaîne de transmission de couple entre l’élément tournant et rotor de pompe est distincte de la chaîne de transmission de couple entre l’arbre basse pression 11 et l’arbre de soufflante 20 via le réducteur 19. Dans le présent exemple, l’élément tournant est le pignon solaire 19a ; en d’autres termes, le rotor de pompe est couplé en rotation avec le pignon solaire 19a. La liaison mécanique reliant le pignon solaire 19a au rotor de pompe ne comprend pas les satellites 19c ni la couronne 19b. Cet agencement est peu encombrant, et permet notamment d’exploiter un espace inoccupé dans l’état de la technique.
La pompe 104 est par exemple une pompe 104 double sens, c’est-à-dire que la pompe 104 est configurée pour alimenter en huile le réducteur 19 de vitesse lorsque le rotor de pompe est en rotation dans un premier sens de rotation ou dans un second autre sens de rotation opposé au premier sens de rotation. Ceci permet une lubrification du réducteur par la pompe 104 quel que soit le sens de rotation du rotor de soufflante (qui entraîne ainsi le rotor de pompe) par une sollicitation extérieure lorsque le moteur est à l’arrêt (par exemple par le vent au sol ou en situation de « windmilling »). Ceci permet en outre de s’affranchir d’un système antiretour pour bloquer une rotation du rotor de soufflante 9 dans un sens opposé au sens imparti par les turbines, ce qui permet d’alléger le système et réduire l’encombrement global. La pompe 104 peut être de n’importe quel type : pompe 104 à piston, pompe 104 à plateau, pompe 104 centrifuge, etc.
Par exemple, le système propulsif comprend un embrayage 110. L’embrayage 110 fait partie de la liaison mécanique précitée entre l’élément tournant du réducteur 19 couplé au rotor de pompe, dans cet exemple le pignon solaire 19a, et le rotor de pompe.
L’embrayage 110 est configurable dans deux positions : une position embrayée et une position débrayée.
Dans la position embrayée, l’embrayage 110 couple en rotation le rotor de pompe et l’élément tournant considéré (ici le pignon solaire 19a). Autrement dit, le rotor de pompe tourne si et seulement si l’élément tournant (ici le pignon solaire 19a) tourne lorsque l’embrayage est dans la position embrayée. Lorsque l’embrayage est dans la position embrayée, on dit alors que la pompe 104 est embrayée.
Dans la position débrayée, l’embrayage 110 découple en rotation le rotor de pompe de l’élément tournant considéré (ici le pignon solaire 19a). Autrement dit, le rotor de pompe n’est plus lié mécaniquement à l’élément tournant, si bien que le rotor de pompe peut rester immobile en rotation tandis que l’élément tournant tourne, et vice-versa. Lorsque l’embrayage est dans la position débrayée, on dit alors que la pompe 104 est débrayée.
L’embrayage 110 est configuré pour passer de la position embrayée à la position débrayée lorsque la vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement 11 augmente et dépasse une vitesse seuil de débrayage.
Par exemple, la vitesse seuil de débrayage est comprise entre 50 tours par minute et 800 tours par minute, ou par exemple entre 50 tours par minute et 400 tours par minute, ou par exemple entre 100 tours par minute et 300 tours par minute. Lorsque la pompe 104 est une pompe auxiliaire venant en sus d’une pompe principale, ces vitesses fournissent un équilibre entre taille de la pompe 104 et la capacité de la pompe principale.
Par ailleurs, l’embrayage est configuré pour passer de la position débrayée à la position embrayée lorsque la vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement 11 diminue et devient inférieure à une vitesse seuil d’embrayage ND.
Par exemple, la vitesse seuil d’embrayage ND est comprise entre 50 tours par minute et 800 tours par minute, ou par exemple entre 50 tours par minute et 400 tours par minute, ou par exemple entre 100 tours par minute et 300 tours par minute. Lorsque la pompe 104 est une pompe auxiliaire venant en sus d’une pompe principale, ces vitesses fournissent un équilibre entre taille de la pompe 104 et la capacité de la pompe principale. La vitesse seuil de débrayage peut être identique à la vitesse seuil d’embrayage ND (ce qui rend l’embrayage 110 plus simple) ou bien être différente de celle-ci.
Dans le cas où ces deux vitesses seuil sont identiques, alors l’embrayage est configuré pour :
• découpler en rotation l’élément tournant (ici le pignon solaire 19a) si la vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement 11 est supérieure ou égale la vitesse seuil d’embrayage ND, et pour
• coupler en rotation le rotor de pompe avec l’élément tournant (ici le pignon si la vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement 11 est inférieure à la vitesse seuil d’embrayage ND.
L’embrayage 110 permet ainsi de faire en sorte que la pompe 104 soit active seulement dans les cas de basses vitesses (démarrages, dysfonctionnements, maintenance, etc.). Un tel embrayage 110 permet de dimensionner au plus juste la pompe 104 en vue de gagner de l’espace. En effet, à vitesse réduite, on peut se permettre d’utiliser une pompe 104 de plus faible encombrement.
En variante ou en complément, l’embrayage 110 peut être configuré pour passer de la position débrayée à la position embrayée lorsqu’une pression d’huile dans le conduit d’arrivée diminue et devient inférieure à une première pression seuil, et/ou pour passer de la position embrayée à la position débrayée lorsqu’une pression d’huile dans le conduit d’arrivée augmente et dépasse une deuxième pression seuil.
Dans certains modes de réalisation, le dispositif de lubrification 100 comprend une deuxième pompe (non illustrée) distincte de la pompe 104 comprenant le rotor de pompe, la deuxième pompe étant configurée pour alimenter en huile le réducteur de vitesse 19 lorsque la vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement 11 est supérieure ou égale à la vitesse seuil d’embrayage ND.
Par exemple, la pompe 104 peut former une pompe dite auxiliaire fonctionnant en complément ou en remplacement de la deuxième pompe qui peut former une pompe dite principale également configurée pour lubrifier le réducteur 19.
La pompe principale est configurée pour lubrifier le réducteur 19 lorsque la vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement est supérieure à une vitesse seuil d’amorçage NA.
La vitesse seuil d’amorçage NA est inférieure ou égale à la vitesse seuil d’embrayage ND. Lorsqu’on choisit NA = ND, alors la pompe 104 auxiliaire est débrayée via l’embrayage 110, lorsque la pompe principale est utilisée. Ainsi, la pompe 104 auxiliaire et la pompe principale sont utilisées dans des plages de vitesses de rotation de l’arbre d’entraînement qui sont différentes.
Lorsqu’on choisit NA < ND, la pompe principale et la pompe 104 auxiliaire sont simultanément actives dans la plages de vitesses [NA ND[. Par exemple, la pompe auxiliaire 104 peut être active dans une phase d’amorçage de la pompe principale.
La vitesse seuil d’embrayage ND peut permettre un équilibre entre l’optimisation de l’occupation d’espace au sein du moteur pour la pompe principale et du réducteur pour la pompe auxiliaire (la taille de la pompe étant fonction de sa capacité) et la lubrification (débit d’huile) sur toute la plage des vitesses. Par exemple, la vitesse seuil d’embrayage ND peut être la vitesse à partir de laquelle la pompe principale est amorcée et débite à son débit nominal. Les plages de vitesses seuil d’embrayage ND ci-dessus peuvent être un équilibre entre taille de la pompe auxiliaire et la capacité de la pompe principale.
Lorsqu’on choisit NA = 0, la pompe principale est utilisée à toutes les vitesses de rotation de l’arbre d’entraînement.
Le dispositif de lubrification 100 peut comprendre un clapet anti-retour (non illustré) pour empêcher un reflux d’huile dans la pompe 104. Un tel clapet permet lorsque la pompe 104 est une pompe 104 auxiliaire d’éviter que de l’huile pompée par la pompe 104 principale ne reflue vers la pompe 104 auxiliaire.
On a représenté sur la figure 7 un deuxième mode de réalisation du dispositif de lubrification 100, qui diffère du premier mode de réalisation notamment par le fait que l’élément tournant auquel le rotor de pompe est couplé en rotation est un des satellites 19c du réducteur 19, et non le pignon solaire 19a. Ainsi, le satellite en question est relié au rotor de pompe par une liaison mécanique adaptée pour qu’une rotation du satellite entraîne une rotation du rotor de pompe. Cet agencement est peu encombrant, et permet notamment d’exploiter un espace inoccupé dans l’état de la technique.
Par ailleurs, dans ce deuxième mode de réalisation, le réducteur 19 est axialement situé entre la pompe 104 et l’arbre d’entraînement (cette configuration se retrouve également dans le premier mode de réalisation de la figure 6).
Dans le cas où il est choisi dans ce deuxième mode de réalisation une vitesse seuil de débrayage égale à la vitesse seuil d’embrayage ND, alors l’embrayage 110 est configuré pour : découpler en rotation le satellite 19c auquel il est relié, si la vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement 11 est supérieure ou égale la vitesse seuil d’embrayage ND, et pour
• coupler en rotation le rotor de pompe avec le satellite 19c si la vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement 11 est inférieure à la vitesse seuil d’embrayage ND.
Dans ce deuxième mode de réalisation, le dispositif de lubrification 100 peut comprendre plusieurs pompes 104 conformes à la description qui précède, les pompes 104 étant respectivement couplées avec différents satellites 19c du réducteur 19. Il est ainsi possible d’avoir dans le dispositif de lubrification 100 autant de pompes 104 que de satellites 19c présents. Autrement dit, le dispositif de lubrification comprend une pluralité de pompes comprenant chacune un rotor de pompe, la pluralité de pompes comprenant au moins deux pompes et au plus autant de pompes que de satellites, chaque rotor de pompe étant couplé en rotation avec un satellite 19c distinct, le dispositif de lubrification étant configuré pour lubrifier le réducteur de vitesse 19 avec de l’huile lorsque les rotors de pompe sont en rotation. Une telle configuration permet d’utiliser des petites pompes, et donc d’optimiser l’encombrement. L’ensemble des pompes peut être dimensionné pour alimenter en huile sur toute la plage des vitesses, de sorte qu’il est possible de s’affranchir d’une éventuelle pompe principale, ce qui génère un gain d’espace au sein du moteur. En outre, une telle pluralité de pompe assure une certaine redondance, et donc améliore la fiabilité du dispositif de lubrification.
Dans un troisième mode de réalisation représenté sur la figure 8, la liaison mécanique reliant l’élément tournant du réducteur 19 (pignon solaire 19a ou satellite 19c) au rotor de pompe comprend un pignon intermédiaire 111 ne faisant pas partie du réducteur 19. L’élément tournant du réducteur 19 engrène avec ce pignon intermédiaire 111 , et le pignon intermédiaire 111 est agencé pour entraîner le rotor de pompe en rotation, le cas échéant par l’intermédiaire de l’embrayage 110. Passer par un tel pignon intermédiaire 111 peut permettre de déporter la pompe 104 pour optimiser son emplacement et l’encombrement du système.
Par ailleurs, dans ce troisième mode de réalisation, le réducteur 19 est axialement situé entre la pompe 104 et l’arbre de soufflante 20.
Dans un quatrième mode de réalisation (non-illustré), l’élément tournant est la couronne 19b du réducteur 19. Ainsi, la couronne 19b est reliée au rotor de pompe par une liaison mécanique adaptée pour qu’une rotation de la couronne 19b entraîne une rotation du rotor de pompe, cette liaison mécanique ne passant pas par l’arbre de soufflante 20. Dans un cinquième mode de réalisation (non-illustré), l’élément tournant est l’arbre de soufflante 20.
2) Frein pour freiner/bloquer le rotor de soufflante
En référence à la figure 9, le système propulsif 1 peut comprendre un frein 200 configuré pour freiner une rotation du rotor de soufflante 9 ou de bloquer une telle rotation.
Dans la présente divulgation, « freiner » ou le « freinage » d’un élément est à interpréter comme l’application d’une force qui s’oppose au mouvement de rotation de cet élément, sans pour autant bloquer ce mouvement de rotation. Un « freinage » a donc pour effet de ralentir la vitesse de rotation de l’élément freiné. Par contraste, « bloquer » ou un « blocage » d’un élément a pour effet de réduire la vitesse de rotation de cet élément à zéro et donc d’empêcher la rotation de l’élément en question.
De manière générale, le frein 200 est configuré pour coopérer avec un élément du système propulsif 1 dont la rotation est dépendante de la rotation du rotor de soufflante. 9 Ainsi, l’élément avec lequel le frein 200 coopère reçoit la force générée par le frein 200, et cette force est ensuite transmise directement ou indirectement au rotor de soufflante 9 via cet élément. Dans ce qui suit, l’élément avec lequel le frein 200 coopère est appelé « élément à freiner », étant entendu que l’élément à freiner peut également être bloqué par le frein 200.
Pour générer une force de blocage ou de freinage, le frein 200 est alimenté en énergie par une source d’énergie. Plus la quantité d’énergie que le frein 200 reçoit de la source d’énergie est élevée, plus la force générée est élevée. Ainsi, la force que le frein applique pour bloquer l’élément à freiner (et par conséquent le rotor de soufflante 9) requiert une énergie en quantité supérieure à la quantité d’énergie requise pour permettre au frein 200 d’appliquer un freinage sans blocage. La source d’énergie utilisée peut être de tout type. Par exemple, la source d’énergie est une batterie (auquel cas l’énergie que le frein reçoit est une énergie électrique).
Par exemple, la position par défaut du frein 200 est une position dans laquelle le frein assure un blocage du rotor de soufflante 9. Par « position par défaut », on entend la position que prend le frein 200 lorsque le frein 200 n’est pas alimenté en énergie, en particulier lorsque le système propulsif 1 est éteint. Une telle position par défaut peut être obtenu par des moyens de rappel adéquats, tels qu’un ressort.
Par ailleurs, le frein 200 peut être est configuré pour autoriser les mouvements de rotation du rotor de soufflante 9 via une commande manuelle (i.e. pour être relâché manuellement), lorsque le système propulsif 1 est éteint, c’est-à-dire lorsque la chambre de combustion est éteinte. Ceci facilite la maintenance du système.
Le frein 200 peut être de tout type (à disque, à crabots, etc.). Tout type d’actionnement du frein 200 peut être envisagé (électrique, pneumatique, hydraulique).
Le système propulsif 1 peut comprendre un embrayage 210.
Le frein 200 est configuré pour être débrayé par l’embrayage 210 lorsqu’une vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement 11 augmente et dépasse une première vitesse seuil. On peut également désigner cette première vitesse seuil comme une deuxième vitesse seuil de débrayage (pour ne pas la confondre avec la vitesse seuil de débrayage utilisée par l’embrayage 110 déjà décrit en section 1 ). Grâce à cela, la sécurité et la fiabilité du système propulsif 1 est accrue car on évite d’avoir un frein activable en vol.
Par exemple, la première vitesse seuil (ou deuxième vitesse seuil de débrayage) est comprise par exemple entre 50 tours par minute et 800 tours par minute, par exemple entre 50 tours par minute et 400 tours par minute, par exemple entre 100 tours par minute et 300 tours par minute.
Par ailleurs, le frein 200 est configuré pour être embrayé par l’embrayage 210 lorsqu’une vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement 11 diminue et devient inférieure à une deuxième vitesse seuil (ou deuxième vitesse seuil d’embrayage, à ne pas confondre avec la vitesse seuil d’embrayage de l’embrayage 110 décrit en section 1 ). Les plages opérationnelles sont ainsi optimisées et la sécurité accrue : on débraye en effet au plus vite le frein en cas d’accélération, mais on rend le frein opérationnel au plus vite en cas de ralentissement.
La deuxième vitesse seuil (ou deuxième vitesse seuil d’embrayage) est par exemple comprise entre 50 tours par minute et 800 tours par minute, par exemple entre 50 tours par minute et 400 tours par minute, par exemple entre 100 tours par minute et 300 tours par minute.
La première vitesse seuil et la deuxième vitesse seuil utilisées par l’embrayage 210 peuvent être égales (ce qui permet de simplifier le système) ou différentes.
Lorsque la première vitesse seuil et la deuxième vitesse seuil utilisées par l’embrayage 210 sont égales, alors l’embrayage 210 peut être configuré pour :
• découpler en rotation le rotor de pompe du pignon solaire 19a, du pignon de satellite 19c, de la couronne 19d, de l’arbre de soufflante 20 ou de l’arbre d’entraînement 11 si la vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement 11 est supérieure ou égale la première vitesse seuil, et pour
• coupler en rotation le rotor de pompe avec le pignon solaire 19a, le pignon de satellite 19c, la couronne 19d, l’arbre de soufflante 20 ou l’arbre d’entraînement 11 si la vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement 11 est inférieure à la première vitesse seuil.
La première vitesse seuil utilisée par l’embrayage 210 peut être identique ou différente de la vitesse seuil de débrayage utilisée par l’embrayage 110 définie en section 1 . La deuxième vitesse seuil utilisée par l’embrayage 210 peut être identique ou différente de la vitesse seuil d’embrayage ND utilisée par l’embrayage 110 définie en section 1.
Le frein 200 peut par ailleurs comprendre un fusible (ou section de sécurité), configurée pour découpler mécaniquement le frein 200 du reste du système propulsif 1. Par exemple, le fusible comprend une portion mécanique configurée pour se rompre dès un effort seuil est atteint au sein du mécanisme. Ceci permet d’accroître la sécurité en cas d’actionnement intempestif et accidentel du frein 200 en vol. Dans ce cas, la section fusible peut en effet rompt et le rotor de soufflante 9 peut alors continuer à tourner.
La figure 9 représente un premier mode de réalisation du frein 200 dans lequel l’embrayage 210 est différent de l’embrayage 110. Dans ce premier mode de réalisation, l’embrayage 210 est agencé pour réaliser un couplage ou un découplage entre le pignon solaire 19a et le frein 200.
La figure 10 représente un deuxième mode de réalisation du frein 200 dans lequel l’embrayage 210 est différent de l’embrayage 110. Dans ce mode de réalisation, l’embrayage 210 est agencé pour réaliser un couplage ou un découplage entre un des satellites 19c et le frein 200.
La figure 11 représente un troisième mode de réalisation du frein 200 dans lequel l’embrayage 210 et l’embrayage 110 sont en réalité un seul et même embrayage.
Dans ce troisième mode de réalisation, la deuxième vitesse seuil d’embrayage est la vitesse seuil d’embrayage ND définie en section 1 , et la deuxième vitesse seuil de débrayage est la vitesse seuil de débrayage définie en section 1 (pouvant être égale à ND). L’élément à freiner est, dans ce mode de réalisation, le rotor de la pompe 104. Ainsi, le même embrayage 110 est utilisé pour contrôler l’activation de la pompe 104, et donc la lubrification du réducteur 19, et par ailleurs pour s’assurer que le frein 200 est bien découplé du réducteur 19, afin de garantir qu’un éventuel actionnement inopiné du frein 200 n’a aucune incidence sur le réducteur 19, notamment en plein vol.
Le frein 200 est configuré pour freiner une rotation du rotor de pompe lorsque la vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement 11 est inférieure à une vitesse seuil de freinage NR. Ceci permet de limiter les mouvements du rotor de soufflante, et réduit le besoin en huile pour lubrifier le réducteur 19. En effet, la vitesse étant réduite, on peut se permettre d’utiliser un plus petit réservoir d’huile, une plus petite pompe, etc. En outre, en choisissant le rotor de la pompe 104 comme élément à freiner, on obtient ainsi un système tout intégré de lubrification et de frein (au moins à faible vitesse), d’encombrement réduit et de masse réduite. En outre, la phase de freinage peut permettre un éventuel blocage en douceur le cas échéant et éviter d’endommager le système propulsif 1 .
Par exemple, la vitesse seuil de freinage NR est comprise entre 30 tours par minute et 500 tours par minute, par exemple entre 50 tours par minute et 300 tours par minute, par exemple entre 80 tours par minute et 180 tours par minute. Freiner à partir d’une telle vitesse permet de dimensionner la pompe avec un équilibre satisfaisant entre l’encombrement, la capacité-débit et la capacité de freinage (un petit débit permet d’utiliser une pompe de petite taille).
Par ailleurs, le frein 200 est configuré pour bloquer la rotation de l’élément à freiner lorsque la vitesse rotation de l’arbre d’entraînement 11 est inférieure à une vitesse seuil de blocage NF. La vitesse seuil de blocage NF est inférieure à la vitesse seuil de freinage NR. Avec un tel blocage, il n’est pas nécessaire de lubrifier le réducteur sur la plage de freinage, le dimensionnement de la pompe 104 peut être optimisé, l’intégration des systèmes est améliorée, de même que la sécurité au sol (le fait que le rotor de soufflante soit bloqué évite des accidents).
Par exemple, la vitesse seuil de blocage NF est comprise entre 0 tour par minute et 200 tours par minute, par exemple entre 0 tour par minute et 50 tours par minute, par exemple entre 0 tour par minute et 20 tours par minute. Bloquer à partir d’une telle vitesse permet de dimensionner la pompe 104 avec un équilibre satisfaisant entre l’encombrement, la capacité-débit et la capacité de freinage.
Dans le mode de réalisation du frein représenté en figure 11 , le frein 200 comprend un frein mécanique 202 et un système de vannes 204.
Le frein mécanique 202 est par exemple un frein à friction adapté pour exercer une friction sur le rotor de pompe, par exemple un frein à disque. Un tel frein est relativement compact. Par ailleurs, le système de vannes 204 comprend une première vanne commandée 206 en aval de la pompe 104 et une deuxième vanne commandée 208 en amont de la pompe 104.
La première vanne 206 est agencée dans le conduit d’alimentation 106. La deuxième vanne 208 est agencée dans le conduit d’arrivée 102. Chacune des deux vannes 206, 208 peut être ouverte, afin de laisser passer de l’huile, et fermée, afin d’empêcher le passage d’huile. Lorsque la première vanne 206 est fermée, elle empêche l’huile en provenance de la pompe 104 d’être acheminée jusqu’au distributeur de fluide 110. Lorsque la deuxième vanne 208 est fermée, elle empêche l’huile en provenance de la source d’huile d’être acheminée jusqu’à la pompe 104 via le conduit d’arrivée d’huile 102.
Pour réaliser un blocage, le système de vannes 204 peut être actionné comme suit. La première vanne 206 en aval est fermée, puis la deuxième vanne 208 en amont est fermée. Ceci a pour effet de mettre la pompe 104 en surpression et de bloquer tout flux d’huile en entrée/sortie de pompe 104, ce qui a pour conséquence de bloquer le rotor de pompe en rotation. Pour relâcher le frein hydraulique 204, il suffit d’ouvrir d’abord la vanne en aval puis la vanne en amont. La rotation du rotor de pompe est de nouveau autorisée après relâchement du frein.
Le système de vannes 204 peut également comprendre un clapet anti-retour 208 adapté pour augmenter progressivement la pression au sein de la pompe 104 et ainsi réaliser un freinage sans blocage.
Le système de vannes 204 décrit ci-dessus est particulièrement compact et léger (notamment par rapport à un système de blocage/déblocage mécanique).
Par exemple, le système de vannes 204 peut être dédié au blocage du rotor de pompe, tandis que le frein mécanique 202 peut être dédié au freinage (ralentissement sans blocage). En variante, le frein mécanique peut être utilisé pour participer au freinage et pour participer au blocage.
Combiner le système de vannes 204 et le frein mécanique 202 au sein du frein 200 permet d’optimiser les performances de lubrification d’un côté et de freinage de l’autre. Toutefois, le frein 200 peut comprendre seulement le système de vannes 204 discuté précédemment (le frein 200 ne comprend alors pas de frein mécanique). Le frein 200 est alors encore plus compact et léger. Alternativement, le frein 200 peut être constitué du frein mécanique 202 discuté précédemment (le frein 200 ne comprend alors pas de système de vannes).
La commande du frein 200 peut être est fonction d’au moins un état de fonctionnement du dispositif de lubrification 100. Le frein 200 peut être à commande hydraulique, la commande hydraulique étant reliée fluidiquement au dispositif de lubrification 100. Ceci permet de rendre le frein plus compact, et offre l’opportunité d’utiliser une source d’énergie à proximité.
Pour mettre en oeuvre cette commande hydraulique, le frein 200 peut comprendre un interrupteur permettant d’activer et de désactiver le frein. Lorsque le frein est désactivé, le frein ne peut pas générer une force de freinage, et ce même si par ailleurs il lui parvient une certaine quantité d’énergie par la source d’énergie discutée précédemment. Ce n’est que lorsque le frein est activé qu’une telle énergie peut être convertie par le frein en une force de freinage/blocage. L’activation du frein 200 peut alors être conditionnée à l’activation de la pompe 104. Par exemple, l’interrupteur peut être sollicité par l’huile circulant dans le dispositif de lubrification 100 vers une position qui active le frein 200. En l’absence de circulation d’un tel fluide, l’interrupteur est ramené dans une autre position qui désactive le frein, par exemple à l’aide de moyens de rappel, tels qu’un ressort.
Bien entendu le frein 200 est compatible avec tous les modes de réalisation du dispositif de lubrification 100 décrits en section 1 ). En particulier, le frein 200 est combinable avec les modes de réalisation du dispositif de lubrification 100 dans lesquels le rotor de pompe est couplé en rotation avec le pignon solaire 19a (figure 6) ou avec un satellite 19c (figures 7 et 8). On obtient alors un effet de synergie, puisque l’on freine sur des pignons “rapides” en rotation et transmettant moins de couple. On bénéficie alors du rapport de réduction du réducteur 19 en termes de couple à appliquer, réduisant l’effort de freinage et donc la taille du frein 200.
3) Zones de fonctionnement du dispositif de lubrification et du frein
Dans les sections 1 et 2 qui précède, on a défini les vitesses seuil suivantes :
• ND : vitesse seuil d’embrayage utilisée par l’embrayage 110 associé à la pompe 104 (pompe auxiliaire) du dispositif de lubrification 100
• NA : vitesse seuil d’amorçage de la deuxième pompe (pompe principale) du dispositif de lubrification 100
• NR : vitesse seuil de freinage utilisée par le frein 200
• NF : vitesse seuil de blocage utilisée par le frein 200
Par exemple, ces vitesses seuil définies dans les sections qui précèdent respectent la relation suivante :
0 < NF < NR < NA < ND On a représenté sur la figure 13 des zones de fonctionnement de la pompe 104, lorsque celle-ci est une pompe 104 auxiliaire combinée à une pompe principale. Dans ce mode de réalisation, on a NA < ND.
La lubrification auxiliaire (c’est-à-dire assurée par la pompe 104 auxiliaire) intervient sur la plage de vitesses [0, ND]. La pompe 104 auxiliaire peut être amorcée par exemple à partir de 2 tr/min. La lubrification principale intervient sur la plage de vitesses ] NA, NMAX] . NMAX est une vitesse de rotation maximale de l’arbre d’entraînement (non illustrée). Par exemple, NMAX est égale à 12.000 tr/min.
Le blocage réalisé par le frein 200 intervient sur la plage [0, NF] .
Le freinage (causant un ralentissement sans blocage) intervient sur la plage ] NF, NR] (OU éventuellement sur la plage [0, NR] si on ne souhaite pas faire de blocage).
Alternativement, la lubrification assurée par la pompe 104 décrite précédemment assure une lubrification dans toute la plage de vitesses possibles pour l’arbre d’entraînement, c’est- à-dire dans la plage allant de 0 à NMAX.
4) Mutualisation de moyens pour commander le calage des aubes et commander le frein
En référence à la figure 13, le système propulsif comprend un système de commande 300 pour commander le calage des aubes 19 du rotor de soufflante, en particulier pour commander une mise en drapeau des aubes 19.
Le système de commande 300 comprend le mécanisme de changement de pas 15 décrit plus haut, un circuit hydraulique de commande 302 et une source de fluide hydraulique 304.
Le circuit hydraulique 302 relie fluidiquement la source 304 au mécanisme de changement de pas 15. Le circuit hydraulique 302 est configuré pour acheminer un fluide depuis la source 302 jusqu’au mécanisme 15 pour l’actionner. Ainsi, le fluide acheminé par le circuit hydraulique transporte une énergie hydraulique qui sollicite un déplacement du mécanisme de changement de pas 15, modifiant ainsi l’orientation des aubes 19 par rapport au moyeu, et donc leur calage. Dit autrement, le mécanisme de changement de pas 15 est à actionnement hydraulique.
Le frein 200 peut en outre être configuré pour bloquer une rotation du rotor de soufflante en fonction d’une commande de mise en drapeau des aubes. Dit autrement, toute mise en drapeau des aubes 19 s’accompagne d’un blocage du rotor de soufflante 9 par le frein 200. Le système de commande 300 est ainsi rendu polyvalent, et il n’y a pas besoin d’utiliser un système de commande dédié au frein 200, ce qui entraîne un gain d’espace et de masse. Le système de commande est plus simple que les systèmes de l’état de la technique, et il n’y a plus besoin de lubrifier à basse vitesse de rotation (par exemple via une pompe auxiliaire), car le moteur ne tourne plus.
Par ailleurs, le frein 200 peut être configuré pour débloquer une rotation du rotor de soufflante 9 en fonction d’une commande de sortie de drapeau des aubes 19 par le système de commande 300. Cette commande est simple et efficace.
Le frein 200 peut être configuré pour être actionné par une énergie permettant par ailleurs d’actionner la variation du calage des aubes. Ceci permet de rendre le système 1 plus compact, car le frein 200 profite d’une source d’énergie déjà disponible à proximité pour générer une force de freinage/blocage, et permet une synchronisation plus aisée du pilotage. Dit autrement, le frein 200 prélève une partie de l’énergie consacré à la variation du calage des aubes du rotor de soufflante 9, afin d’exercer sa fonction de freinage/blocage.
Par exemple, l’énergie utilisée par le frein est une énergie hydraulique transportée par le circuit hydraulique. Dans un tel mode de réalisation, le frein 200 est à actionnement hydraulique, tout comme le mécanisme de changement de pas 15. Ceci est plus facile à réaliser qu’un système mettant en jeu une énergie électrique ou mécanique, et le système est rendu plus compact, avec une masse réduite.
Lorsque le frein 200 est à actionnement hydraulique, cet actionnement hydraulique peut être relié au système de commande 300. Plus précisément, le frein 200 est relié fluidiquement au circuit hydraulique de commande 302. L’actionnement hydraulique du frein 200 peut être direct ou indirect. L’actionnement hydraulique peut être réalisé par exemple même si le système de commande 300 est passif au repos (i.e. en position drapeau ou frein bloqué), par ex via un contrepoids, la commande reste hydraulique pour à un moment donné annuler l’action du contrepoids.
Le système de commande 300 peut en outre comprendre un premier retardateur configuré pour retarder le blocage en rotation par rapport à la mise en drapeau des aubes. On peut ainsi attendre que la mise en drapeau soit effective avant de bloquer.
Le système de commande 300 peut en outre comprendre par exemple un deuxième retardateur configuré pour retarder une sortie de drapeau des aubes par rapport au déblocage de la rotation du rotor de soufflante.
L’utilisation du premier retardateur et/ou du deuxième retardateur permet de réduire des contraintes et dimensionner certains éléments au plus juste d’où un gain d’espace et une réduction de masse. Tl
Le premier retardateur ou le deuxième retardateur comprend par exemple un compteur de temps, et le blocage peut être déclenché lorsque ce compteur de temps atteint un délai prédéfini. Le premier retardateur et le deuxième retardateur peuvent être un même retardateur, ou bien être des retardateurs différents.
Sur la figure 13, les premiers retardateurs sont représentés par un bloc 308 au niveau du circuit hydraulique 302, étant entendu que ces retardateurs peuvent être intégrés au frein 200.
La figure 13 représente le système de commande 300 combiné à un frein 200 conforme au mode de réalisation de la figure 10, dans lequel l’élément freiné par le frein est un satellite 19c du réducteur 19. Bien entendu, le système de commande 300 tel que décrit ci-dessus peut en variante être combiné aux autres modes de réalisation du frein 200 présentés précédemment en section 2, en particulier celui de la figure 9, dans lequel l’élément freiné est le pignon solaire 19a, et celui de la figure 11 , dans lequel l’élément freiné est le rotor de la pompe 104.
En référence à la figure 1 , un procédé de freinage mis en oeuvre à l’aide du système de commande 300 comprend les étapes suivantes.
Le système de commande 300 détecte qu’une mise en drapeau des aubes de soufflante doit être déclenchée.
En réponse cette détection, le système de commande 300 commande une mise en drapeau des aubes de soufflante (étape S1 ). Pour cela, le circuit hydraulique 302 achemine un fluide depuis la source 304 vers le mécanisme de changement de pas 19. Ce fluide transporte une énergie hydraulique qui sollicite le mécanisme de changement de pas 15 de telle sorte que ce mécanisme 15 déplace les aubes de soufflante 19 dans leur position en drapeau.
Comme le circuit hydraulique 302 est en outre relié hydrauliquement au frein 200, une partie de cette énergie hydraulique actionne le frein 200 de telle sorte que le frein 200 bloque le rotor de soufflante. Lorsque le premier retardateur est utilisé, ce blocage survient postérieurement à la mise en drapeau des aubes de soufflante.
Comme on l’a vu précédemment, le rotor de la pompe 104 peut participer, dans certains modes de réalisation, à la transmission de la force de blocage générée par le frein 200 au réducteur 19, qui est ensuite répercutée sur le rotor de soufflante 9. Dans les modes de réalisation où le frein 200 comprend les vannes 206 et 208, l’étape S2 de blocage comprend les étapes suivantes représentées en figure 15: le système de commande 300 commande, via le fluide transitant dans le circuit hydraulique 302, une fermeture de la vanne aval 206 (étape S20), puis une fermeture de la vanne amont 208 (étape S21 ). Ceci entraîne une surpression d’huile dans la pompe 104, laquelle cause un blocage du rotor de pompe.
Ultérieurement, le système de commande 300 détecte qu’une mise hors drapeau des aubes de soufflante doit être déclenchée.
En réponse cette détection, le système de commande 300 commande une mise hors drapeau des aubes de soufflante (étape S3). Pour cela, le dispositif 304 cause l’acheminement du fluide dans le circuit hydraulique 302. Ce fluide transporte une énergie hydraulique qui sollicite le mécanisme de changement de pas 15 de telle sorte que ce mécanisme 15 déplace les aubes de soufflante 19 hors de leur position en drapeau.
Comme le circuit hydraulique 302 est en outre relié au frein 200, une partie de cette énergie hydraulique relâche le frein 200 de telle sorte que le frein 200 cesse de bloquer le rotor de soufflante (étape S4). Lorsque le deuxième retardateur est utilisé, ce relâchement survient avant la sortie de drapeau des aubes de soufflante. Dans les modes de réalisation où le frein 200 comprend les vannes 206 et 208, l’étape de déblocage S3 comprend les étapes suivantes représentées en figure 16 : le système de commande 300 commande, via le fluide transitant dans le circuit hydraulique 302, une ouverture de la première vanne aval 206 (étape S30), puis une ouverture de la vanne amont 208 (étape S31 ). Le rotor de pompe est alors débloqué, ce qui autorise une rotation des éléments tournant du réducteur 19 et en conséquence du rotor de soufflante 19. Concomitamment, la pompe 104 se remet à alimenter en huile le réducteur 19, qui est ainsi lubrifié.
Jusqu’ici, il a été présenté des modes de réalisation dans lesquels le frein 200 utilise comme source d’énergie le système de commande 300 qui sert à faire varier le calage des aubes de soufflante 19. Dans d’autres modes de réalisations, des sources d’énergies complémentaire ou alternatives peuvent être utilisées pour le frein 200, notamment : un démarreur à air, une batterie, etc.
5) Autres modes de réalisation
D’autres modes de réalisation du dispositif de lubrification 100, du frein 200 et/ou du système de commande 300 peut être envisagés pour le système propulsif 1 .
En particulier :
• Bien que la figure 11 ne représente qu’un seul frein 200 couplé à un satellite 19c, le système propulsif 1 peut comprendre plusieurs freins 200 couplés respectivement à différents satellites 19c du réducteur 19. Utiliser plusieurs freins permet d’améliorer l’efficacité et sa compacité : en effet, plusieurs petits freins utilisés conjointement peuvent fournir un freinage similaire à celui d’un gros frein, mais optimisent l’encombrement ; par ailleurs, leur redondance améliore la sécurité du système.
• Comme déjà rappelé auparavant, le frein 200 peut être indépendant de la pompe 104, et plus généralement du dispositif de lubrification 100. L’élément freiné par le frein 200 n’est pas obligatoirement une partie du réducteur 19 : cet élément freiné peut en effet être l’arbre de soufflante 20 ou l’arbre d’entrainement 11 . Toutes ces alternatives permettent un gain de place dans le moteur.
• Le frein 200 n’est pas obligatoirement à actionnement hydraulique. En variante, le frein 200 peut être actionné à l’aide d’une vis sans fin, par exemple une vis à billes, etc.
• Le frein 200 peut utiliser une ou plusieurs sources d’énergie indépendantes du système de commande 300 pour faire varier le calage des aubes 19, parmi lesquelles : un démarreur à air, une batterie, etc.
• Le dispositif de lubrification 100 et/ou le frein 200 se combinent avantageusement avec un réducteur 19 du type planétaire (ou « star » en anglais), car cette combinaison induit une simplification de la structure, et donc un gain en encombrement, lié à une plus grande facilité d’intégration. Il reste toutefois possible de combiner le dispositif de lubrification 100 et/ou le frein 200 avec un réducteur du type épicycloïdal (ou « planetary » en anglais).
• Différentes stratégies de freinage peuvent être envisagées : le frein 200 peut être embrayé par défaut par l’embrayage 210, et peut le cas échéant être utilisé en coordination avec un autre frein (par exemple un frein électro-magnétique pour récupérer de l’énergie).

Claims

REVENDICATIONS
1. Système propulsif aéronautique (1 ) s’étendant selon une direction axiale (X) et comprenant :
• un arbre d’entraînement (11 ) ;
• un rotor de soufflante (9) ;
• un arbre de soufflante (20) propre à entraîner en rotation le rotor de soufflante (9) ;
• un réducteur de vitesse (19) couplant en rotation l’arbre d’entraînement (11 ) et l’arbre de soufflante (20), et configuré pour entraîner l’arbre de soufflante (20) à une vitesse de rotation inférieure à une vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement (11 ), le réducteur de vitesse (19) comprenant :
• un pignon solaire (19a) présentant un diamètre et couplé en rotation avec l’arbre d’entraînement (11 ),
• un satellite (19c) qui engrène avec le pignon solaire (19a),
• une couronne (19b) présentant un diamètre et qui engrène avec le satellite (19c), le diamètre de la couronne (19b) étant supérieur au diamètre du pignon solaire (19a),
• un porte satellites (19d) sur lequel le satellite (19c) est monté à rotation, le porte satellites (19d) étant fixe par rapport à un stator du système propulsif ; et
• un dispositif de lubrification (100) comprenant :
• une pompe (104), la pompe (104) comprenant un rotor de pompe et étant configurée pour alimenter en huile le réducteur de vitesse (19) lorsque le rotor de pompe est en rotation, dans lequel le rotor de pompe est couplé en rotation avec le satellite (19c), dans lequel, considéré selon la direction axiale (X), le réducteur de vitesse (19) est situé entre la pompe (104) et l’arbre d’entraînement, et
• un conduit d’arrivée (102) pour fournir de l’huile à la pompe (104), dans lequel le conduit d’arrivée (102) traverse axialement le réducteur de vitesse (19).
2. Système propulsif aéronautique (1 ) selon la revendication 1 , comprenant un embrayage (110) configuré pour :
• découpler en rotation le rotor de pompe du satellite (19c) lorsque la vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement (11 ) est supérieure ou égale à une vitesse seuil d’embrayage (ND), et pour
• coupler en rotation le rotor de pompe avec le satellite lorsque la vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement (11 ) est inférieure à la vitesse seuil d’embrayage (ND).
3. Système propulsif aéronautique (1 ) selon la revendication 2, dans lequel le dispositif de lubrification (100) comprend une deuxième pompe distincte de la pompe (104) comprenant le rotor de pompe, la deuxième pompe étant configurée pour alimenter en huile le réducteur de vitesse (19) lorsque la vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement (11 ) est supérieure ou égale à la vitesse seuil d’embrayage (ND).
4. Système propulsif aéronautique (1 ) selon l’une quelconque des revendications 2 et 3, dans lequel la vitesse seuil d’embrayage (ND) a une valeur comprise entre 50 tours par minute et 800 tours par minute, par exemple entre 50 tours par minute et 500 tours par minute, par exemple entre 100 tours par minute et 300 tours par minute.
5. Système propulsif aéronautique (1 ) selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel la pompe (104) est configurée pour alimenter en huile le réducteur de vitesse (19) lorsque le rotor de pompe est en rotation dans un premier sens de rotation ou dans un second sens de rotation opposé au premier sens de rotation.
6. Système propulsif aéronautique (1 ) selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, comprenant en outre un pignon intermédiaire (111 ), le rotor de pompe étant couplé en rotation avec le satellite (19c) via le pignon intermédiaire.
7. Système propulsif aéronautique (1 ) selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel :
• le réducteur de vitesse (19) comprend une pluralité de satellites (19c) qui engrènent avec le pignon solaire (19a),
• le dispositif de lubrification (100) comprend une pluralité de pompes comprenant chacune un rotor de pompe, la pluralité de pompes comprenant au moins deux pompes et au plus autant de pompes que de satellites, chaque rotor de pompe étant couplé en rotation avec un satellite (19c) distinct, le dispositif de lubrification (100) étant configuré pour lubrifier le réducteur de vitesse (19) avec de l’huile lorsque les rotors de pompe sont en rotation.
8. Système propulsif aéronautique (1 ) selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, comprenant par ailleurs un frein (200) configuré pour freiner une rotation du rotor de pompe lorsque la vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement (11 ) est inférieure à une vitesse de freinage seuil (NR).
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