EP4638935A1 - Système propulsif aéronautique à rendement propulsif amélioré - Google Patents

Système propulsif aéronautique à rendement propulsif amélioré

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Publication number
EP4638935A1
EP4638935A1 EP23841604.4A EP23841604A EP4638935A1 EP 4638935 A1 EP4638935 A1 EP 4638935A1 EP 23841604 A EP23841604 A EP 23841604A EP 4638935 A1 EP4638935 A1 EP 4638935A1
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EP
European Patent Office
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propulsion system
fan
fan rotor
equal
rotor
Prior art date
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Application number
EP23841604.4A
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German (de)
English (en)
Inventor
Didier René André Escure
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Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
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Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
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Pending legal-status Critical Current

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    • 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
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    • 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
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • TITLE Aeronautical propulsion system with improved propulsive efficiency
  • the present application generally concerns the field of propulsion systems, and more particularly aeronautical propulsion systems comprising an unducted fan and having a dilution rate that is high, or even very high.
  • a propulsion system generally comprises, from upstream to downstream in the direction of gas flow, a fan section, a compressor section which may include a low pressure compressor and a high pressure compressor, a combustion chamber and a combustion section.
  • turbine which may include in particular a high pressure turbine and a low pressure turbine.
  • the high pressure compressor is 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.
  • propulsion systems have been proposed having a BPR dilution ratio (bypass ratio in English, corresponding to the ratio between the flow rate of the secondary air flow and the flow rate of the primary air flow) high.
  • BPR dilution ratio bypass ratio in English, corresponding to the ratio between the flow rate of the secondary air flow and the flow rate of the primary air flow
  • the fan section can be decoupled from the low pressure turbine, thus making it possible to independently optimize their respective rotation speed.
  • decoupling is achieved using a reduction mechanism placed between the upstream end of the low pressure shaft and a rotor of the fan section. The rotor of the fan section is then driven by the low pressure shaft via the reduction mechanism at a lower rotation speed than the low pressure shaft.
  • An aim of the present application is to optimize the performance of the propulsion system, while maintaining an acceptable mechanical and aerodynamic loading for the fan section of the propulsion system.
  • an aeronautical propulsion system comprising:
  • a fan section comprising an unducted fan rotor rotated by the fan shaft, the fan rotor comprising a plurality of blades, each blade;
  • the propulsion system being configured so that the fan rotor has an aerodynamic load parameter greater than or equal to 0.07 and less than or equal to 0.12 and a mechanical load parameter greater than or equal to 11.5 x 10® tr .m 2 .min' 1 and less than or equal to 20.0 x 10® r.m 2 .min' 1 , where the aerodynamic load and the mechanical load are defined by the following formulas: and or . kaero is the aerodynamic load parameter; kmeca is the mechanical load parameter;
  • FN is the thrust generated by the propulsion system when the propulsion system is stationary in takeoff regime in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in Newton;
  • BPR is the propulsion system dilution rate and is measured when the propulsion system is stationary in takeoff regime in a standard atmosphere and at sea level; n is the number of blades in the fan rotor;
  • R e is the external radius of the fan rotor and corresponds to a distance between the axis of rotation and a point of intersection between a vertex and a leading edge of the blades of the fan rotor, and is expressed in meters (m ) ;
  • Ri is the internal radius of the fan rotor and corresponds to a distance between the axis of rotation a point of intersection between the leading edge of the blades of the fan rotor and a surface of the fan rotor which delimits radially to the interior a flow vein in the fan rotor and is expressed in meters (m); a is the limit rotation speed of the fan rotor and is expressed in revolutions per minute (rpm); And S is the surface area of the flow path at the inlet of the fan rotor, which is equal to rt x (R e 2 - Ri 2 ) and is expressed in square meters (m 2 ).
  • the external radius of the fan rotor is between 40 inches (101.6 cm) and 92.5 inches (233.7 cm) inclusive, for example between 60 inches (152.4 cm) and 85 inches (215.9 cm) inclusive, for example of the order of 478 inches (198.1 cm);
  • a hub-head ratio of the fan rotor is between 0.22 and 0.32;
  • the fan rotor comprises at least twelve fan blades and at most eighteen fan blades, for example at least fourteen fan blades and at most sixteen fan blades;
  • a reduction rate of the reduction mechanism is greater than or equal to 5.0 and less than or equal to 11.0;
  • a dilution rate of the propulsion system is greater than or equal to 40, for example between 40 and 80 inclusive;
  • a peripheral speed at the top of the fan rotor blades, when the propulsion system is stationary in takeoff mode in a standard atmosphere and at sea level, is between 210 m/s and 260 m/s;
  • the fan section also has a fan compression ratio, corresponding to a pressure ratio between an outlet of the fan rotor and an inlet of the fan rotor less than or equal to 1.45, for example less than or equal to 1 ,30 ;
  • the propulsion system is dimensioned so that a thrust of the propulsion system, the propulsion system is stationary in take-off mode in a standard atmosphere, is between 18,000 Ibf and 51,000 Ibf;
  • the propulsion system further comprises a drive turbine and a compressor connected directly by the drive shaft, in which the drive turbine comprises at least three and at most five stages;
  • - compressor includes at least two and at most four stages
  • the propulsion system further comprises a high pressure turbine and a high pressure compressor connected via a high pressure shaft, the high pressure shaft rotating more quickly than the drive shaft, the high pressure turbine being two-stage ; and or
  • the high pressure compressor includes at least eight and at most eleven stages.
  • an aircraft comprising at least one propulsion system according to the first aspect fixed to the aircraft via a mast.
  • a method for sizing or manufacturing a propulsion system comprising a reduction mechanism coupling a drive shaft and an unducted fan rotor to drive the fan rotor at a speed less than one speed of the drive shaft, in which the fan rotor has a load parameter aerodynamic greater than or equal to 0.07 and less than or equal to 0.12 and a mechanical load parameter greater than or equal to 11.5 x 10 e tr.m 2 .min' 1 and less than or equal to 20.0 x 10 e tr.m 2 .min' 1 , where the aerodynamic load and the mechanical load are defined by the following formulas: and where - kaero is the aerodynamic load parameter; kmeca is the mechanical load parameter;
  • FN is the thrust generated by the propulsion system when the propulsion system is stationary in takeoff mode in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in Newton (N);
  • BPR is the propulsion system dilution rate and is measured when the propulsion system is stationary in takeoff regime in a standard atmosphere and at sea level; n is the number of blades in the fan rotor;
  • R e is the external radius of the fan rotor and corresponds to a distance between the axis of rotation and a point of intersection between a vertex and a leading edge of the blades of the fan rotor, and is expressed in meters (m ) ;
  • Ri is the internal radius of the fan rotor and corresponds to a distance between the axis of rotation a point of intersection between the leading edge of the blades of the fan rotor and a surface of the fan rotor which delimits radially to the interior a flow vein in the fan rotor and is expressed in meters (m); co is the limit rotation speed of the fan rotor and is expressed in revolutions per minute (rpm); And
  • S is the surface area of the flow path at the inlet of the fan rotor, which is equal to it x (R e 2 - Ri 2 ) and is expressed in square meters (m 2 ).
  • a method of manufacturing an aeronautical propulsion system comprising the following steps:
  • Figure 1 is a schematic, partial and sectional view of an example of a propulsion system conforming to a first embodiment, in which the fan section is non-ducted;
  • Figure 2 is a schematic sectional view of an example of a reduction mechanism according to a first alternative embodiment;
  • Figure 3 is a schematic sectional view of an example of a reduction mechanism, a second alternative embodiment
  • Figure 4 is an example of an aircraft that may comprise at least one propulsion system conforming to the first or second embodiment of the invention
  • Figure 5 is a flowchart illustrating examples of steps of a sizing or manufacturing process according to one embodiment of the invention.
  • a propulsion system 1 has a main direction extending along a longitudinal axis and a primary body 3, often called a “gas generator”, comprising a compressor section 4, 5, a combustion chamber 6 and a turbine section 7, 8.
  • the propulsion system 1 is here an aeronautical propulsion system 1 configured to be fixed on an aircraft 100 via a pylon (or mast).
  • the compressor section 4, 5 comprises a succession of stages each comprising a moving blade wheel (rotor) 4a, 5a rotating in front of a fixed blade wheel (stator) 4b, 5b.
  • the turbine section 7, 8 also comprises a succession of stages each comprising a fixed blade wheel (stator) 7b, 8b behind which turns a movable blade wheel (rotor) 7a, 8a.
  • the axial direction corresponds to the direction of the longitudinal axis X, in correspondence with the rotation of the shafts of the gas generator, and a radial direction is a direction perpendicular to this axis X and passing through it.
  • the circumferential (or lateral, or even tangential) direction corresponds to a direction perpendicular to the longitudinal axis X and not passing through it.
  • internal (respectively, interior) and external (respectively, exterior), respectively, are used with reference to a radial direction such that the internal part or face of an element is closer to the X axis than the part or external face of the same element.
  • an air flow F entering the propulsion system 1 is divided between a primary air flow F1 and a secondary air flow F2, which circulate from upstream to downstream in the propulsion system 1.
  • the secondary air flow F2 (also called “bypass air flow”) flows around the primary body 3.
  • the secondary air flow F2 makes it possible to cool the periphery of the primary body 3 and serves to generate the major part of the thrust provided by the propulsion system 1.
  • the primary air flow F1 flows in a primary vein inside the primary body 3, passing successively through the compressor section 4, 5, the combustion chamber 6 where it is mixed with fuel to serve oxidant, and the turbine section 7, 8.
  • the passage of the primary air flow F1 through the turbine section 7, 8 receiving energy from the combustion chamber 6 causes a rotation of the rotor of the turbine section 7, 8, which in turn rotates the rotor of the compressor section 4, 5 as well as a rotor part 9 of the fan section 2.
  • the compressor section 4, 5 may comprise a low pressure compressor 4 and a high pressure compressor 5.
  • the turbine section 7, 8 may comprise a high pressure turbine 7 and a low pressure turbine 8.
  • the rotor of the high pressure compressor 5 is rotated by the rotor the high pressure turbine 7 via a high pressure shaft 10.
  • the rotor of the low pressure compressor 4 and the rotor part 9 of the fan section 2 are driven in rotation by the rotor of the low pressure turbine 8 via a low pressure shaft 11.
  • the primary body 3 comprises a high pressure body comprising the high pressure compressor 5, the high pressure turbine 7 and the high pressure shaft 10, and a low pressure body including the blower section 2, the low pressure compressor 4, the low pressure turbine 8 and the low pressure shaft 11.
  • the turbine section 7, 8 further comprises an intermediate turbine, positioned between the high pressure turbine 7 and the low pressure turbine 8 and configured to drive the rotor of the low pressure compressor 4 by the intermediate of an intermediate shaft.
  • the fan rotor 9 and the high pressure compressor rotor 5 remain driven by the low pressure shaft 11 and the high pressure shaft 10, respectively.
  • the low pressure shaft 11 is generally housed, over a section of its length, in the high pressure shaft 10 and is coaxial with the high pressure shaft 10.
  • the low pressure shaft 11 and the high pressure shaft 10 can be co-rotating, that is to say being driven in the same direction around the longitudinal axis driven in opposite directions around the longitudinal axis be corotative or contrarotative.
  • the fan section 2 comprises at least the fan rotor 9 capable of being rotated relative to a stator part of the propulsion system by the turbine section 7, 8.
  • Each fan rotor 9 comprises a hub 13 and blades 14 extending radially from the hub 13.
  • the blades 14 of each rotor 9 have a variable pitch.
  • the foot of the blades 14 of each rotor 9 is pivotally mounted along a pitch axis and is connected to a pitch change mechanism 15 mounted in the propulsion system 1, the pitch being adjusted according to the flight phases by the change mechanism of steps 15.
  • the fan section 2 may further comprise a fan stator 16, or rectifier, which comprises vanes 17 mounted on a hub 18 of the fan stator 16 which have the function of straightening the secondary air flow F2 which flows at the outlet of the fan rotor 9.
  • the blades 17 of the fan stator 18 can be fixed relative to the hub 18 or have a variable pitch, in particular when the fan section 2 is non-ducted (see Figure 2).
  • the foot of the stator blades 17 with variable pitch is pivotally mounted along a pitch axis X and is connected to a pitch change mechanism 15a, which is generally distinct from that of the fan rotor 9, the timing being adjusted according to the flight phases by the pitch change mechanism.
  • the propulsion system 1 has a high dilution rate (bypass ratio).
  • high dilution rate we will understand here a dilution rate greater than or equal to 10, for example between 40 and 80 inclusive.
  • the mass flow rate of the secondary air flow F2 and the mass flow rate of the primary air flow F1 are measured when the propulsion system 1 is stationary, uninstalled, in take-off mode in a standard atmosphere (as defined by the International Civil Aviation Organization (ICAO) manual, Doc 7488/3, 3rd edition) and at sea level (conditions known as SLS, for Seal Level Standard).
  • IAO International Civil Aviation Organization
  • the parameters are systematically determined under these conditions.
  • the measurements are carried out when the propulsion system 1 is in a test bench (and not installed on an aircraft 100), the measurements then being simpler to carry out.
  • the distances are on the other hand measured at ambient temperature (approximately 20°C) when the propulsion system 1 is cold, that is to say when the propulsion system 1 is at stopped for a sufficient period for the parts of the propulsion system 1 to be at ambient temperature, it being understood that these dimensions vary little compared to the conditions in which the propulsion system 1 is in take-off mode.
  • the fan rotor 9 is decoupled from the low pressure shaft 11 using a reduction mechanism 19, placed between an upstream end of the low pressure shaft 11 and the fan rotor 9, in order to independently optimize their respective rotation speed.
  • the propulsion system 1 further comprises an additional shaft, called the fan shaft 20.
  • the low pressure shaft 11 connects the low pressure turbine 8 to an inlet of the reduction mechanism 19 while the fan shaft 20 connects the output of the reduction mechanism 19 to the fan rotor 9.
  • the fan rotor 9 is therefore driven by the low pressure shaft 11 via the reduction mechanism 19 and the fan shaft 20 at a rotational speed lower than the rotation speed of the low pressure turbine 8.
  • the overall efficiency of the propulsion systems is conditioned to the first order by the propulsion efficiency, which is favorably influenced by a minimization of the variation in kinetic energy of the air as it passes through the propulsion system 1.
  • the propulsion efficiency is favorably influenced by a minimization of the variation in kinetic energy of the air as it passes through the propulsion system 1.
  • most of the flow generating the propulsive effort is constituted by the secondary air flow F2 of the propulsion system 1, the kinetic energy of the secondary air flow F2 being mainly affected by the compression that the secondary air flow F2 undergoes when crossing the fan section 2.
  • the pressure ratio of the fan which corresponds to the ratio between the pressure average at the outlet of the fan stator 17 (or, in the absence of a stator, of the fan rotor 9) and the average pressure at the inlet of the fan rotor 9, is less than or equal to 1.70, for example less than or equal to 1.50, for example between 1.05 and 1.45.
  • the average pressures are measured here over the height of the blade 14 (from the surface which radially delimits inside the flow vein at the inlet of the fan rotor 9 to the top 21 of the fan blade 14).
  • the fan section 2 can be unducted.
  • the fan section 2 (which can also be referred to as the propeller) is not surrounded by a fan housing.
  • the fan section 2 being non-ducted, the blades 14 of the fan rotor 9 have a variable pitch.
  • Propulsion systems comprising at least one unducted fan rotor 9 are known by the English terms “open rotor” or “unducted fan”.
  • the propulsion system 1 may include two fan rotors 9 which are non-ducted and counter-rotating.
  • Such a propulsion system 1 is known by the English acronym CROR for “Contra-Rotating Open Rotor” (contra-rotating open rotor in French) or UDF for “Unducted Double Fan” (unducted double fan in French).
  • the fan rotor(s) 9 can be placed at the rear of the primary body 3 so as to be of the pusher type or at the front of the primary body 3 so as to be of the tractor type.
  • the propulsion system 1 may comprise a single non-ducted fan rotor 9 and an non-ducted fan stator 16 (rectifier).
  • a propulsion system 1 is known by the English acronym USF for “Unducted Single Fan”.
  • USF Unducted Single Fan
  • the blades 17 of the rectifier 16 are fixed in rotation relative to the axis X of rotation of the upstream fan rotor 9 and therefore do not undergo centrifugal force.
  • the blades 17 of the rectifier 16 are also variable in pitch.
  • the removal of the fairing around the fan section 2 makes it possible to increase the dilution rate very significantly without the propulsion system 1 being penalized by the mass of the casings or nacelles intended to surround the fan section 2.
  • the rate dilution of the propulsion system 1 comprising a non-ducted fan section 2 is thus greater than or equal to 40, for example between 40 and 80 inclusive.
  • the peripheral speed at the top 21 of the blades 14 of the fan rotor(s) 9 can also be between 210 m/s and 260 m/s.
  • the fan pressure ratio can then be comprised for example between 1.05 and 1.20.
  • the reduction mechanism 19 may for example comprise a reduction mechanism 19 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.
  • the reduction mechanism 19 can be of the planetary type (“star” in English) ( Figure 2) and comprise a sun pinion 19a (input of the reduction mechanism 19), centered on an axis X of rotation of the reduction mechanism.
  • reduction 19 generally confused with the longitudinal axis the fan shaft 20 around the axis X of rotation, and a series of satellites 19c distributed circumferentially around the axis internally with the sun pinion 19a and externally with the crown 19b.
  • the series of satellites 19c is mounted on a planet carrier 19d which is fixed relative to a stator part 19e of the propulsion system 1, for example relative to a casing of the compressor section 4, 5.
  • the reduction mechanism 19 can be of the “epicyclic” type (“planetary” in English) ( Figure 3), in which case the crown 19b is fixedly mounted on the stator part 19e of the propulsion system 1 and the fan shaft 20 is driven in rotation by the planet carrier 19d (which is therefore movable in rotation relative to a stator part 19 e 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 fan rotor 9 is lower than the rotation speed of the low pressure shaft 11.
  • This limit speed is part of the data declared in the engine certification. “type certificate data sheet” in English). Indeed, this rotation speed is usually used as a reference speed for the sizing of propulsion systems 1 and in certain certification tests (such as blade or blade loss tests). rotor integrity).
  • the propulsion system 1 also has an overall compression ratio, which corresponds to the pressure ratio between the pressure at the outlet of the high pressure compressor 5 and the pressure at the inlet of the fan rotor 9 (measured at the level of the foot of the fan rotor 9 ), greater than or equal to 40 and less than or equal to 70, for example greater than or equal to 44 and less than or equal to 55.
  • the propulsion system 1 is configured so that the fan rotor 9 has an aerodynamic load parameter kaero greater than or equal to 0.07 and less than or equal to 0.12 and a mechanical load parameter kmeca greater than or equal to 11.5 x 10 6 tr 2 .m 2 .min ' 2 and less than or equal to 20.0 x 10 6 tr 2 .m 2 .min -2 .
  • the aerodynamic load parameter kaero represents the aerodynamic torque which is applied to a fan blade 14 of the fan rotor 9, between the hub 13 and the apex 21 of the fan blade 14, and can be expressed by the following formula: where: FN is the thrust generated by the propulsion system and is expressed in Newton (N);
  • BPR is the dilution rate of propulsion system 1; n is the number of blades 14 in the fan rotor 9; co is the limiting rotation speed (redline speed) of the fan rotor 9, in revolutions per minute (rpm), which corresponds to the absolute maximum speed likely to be encountered by the fan shaft throughout the flight;
  • R e is the external radius of the fan rotor 9 and corresponds to the distance between the axis of rotation X and a point of intersection between the vertex 21 and a leading edge 22 of the blades 14 of the fan rotor 9, and is expressed in meters (m);
  • Ri is the internal radius of the fan rotor 9 and corresponds to a distance between the axis of rotation X a point of intersection between the leading edge 21 of the blades 14 of the fan rotor 9 and a surface of the fan rotor 9 which defines radially inside a flow path in the fan rotor 9 and is expressed in meters (m);
  • FN is determined when the propulsion system 1 is stationary, uninstalled, in take-off mode in a standard atmosphere (as defined by the International Civil Aviation Organization (ICAO) manual, Doc 7488 /3, 3rd edition) and at sea level.
  • the radii R 9 and Ri are determined when the propulsion system 1 is cold to simplify the measurements.
  • the leading edge 22 is configured to extend facing the flow of gases entering the fan rotor 9. It corresponds to the front part of an aerodynamic profile which faces the air flow and which divides the air flow into an intrados flow and an extrados flow.
  • the centrifugal forces applied to the fan blades 14 of a fan rotor 9 whose aerodynamic load parameter kaero is greater than or equal to 0.07 and less than or equal to 0.12 and whose mechanical load parameter kmeca is greater or equal to 11.5 x 10 6 tr 2 .m 2 .min' 2 and less than or equal to 20.0 x 10 6 tr 2 .m 2 .min -2 are moderate.
  • the aerodynamic forces are, however, higher than in conventional geared motors, but remain admissible.
  • the fan shaft 20 (and indirectly the low pressure shaft 11) of the propulsion system 1 is capable of transmitting the aerodynamic torque to the fan rotor 9, for example by means of splines or a bolted connection, without risking accidental breakage or reducing the lifespan of the fan section 2.
  • the hub-head ratio corresponds in fact to the ratio between the internal radius Ri and the external radius R e of the fan rotor 9.
  • the hub-head ratio can be modified by modifying the diameter D of the fan rotor 9 (which is equal to twice the external radius R e - note that Figure 2 being a view partial, the diameter D is only partially visible) and/or by modifying the internal radius Ri of the fan rotor 9.
  • increasing the diameter of the fan rotor 9 has the effect of increasing the centrifugal forces applied to the fan blades 14.
  • the hub-head ratio is for example modified by reducing the external radius R e of the fan rotor 9 or by increasing the internal radius Ri of the fan rotor 9.
  • the hub-head ratio of the fan rotor blower 9 can for example be between 0.22 and 0.32.
  • the hub-to-head ratio can be between 0.22 and 0.32.
  • the hub-head ratio is for example between 0.24 and 0.32 in order to allow the integration of the pitch change mechanism 15.
  • the configuration of the fan shaft 20 and/or the bearings which support the fan shaft 20 can be adapted in order to facilitate the integration of the fan rotor 9 and the various components of the propulsion system 1 placed upstream of the reduction mechanism 19.
  • the fan rotor 9 comprises at least twelve fan blades 14 and at most eighteen fan blades 14, for example at least fourteen blades fan 14 and at most sixteen fan blades 14.
  • the external radius R e of the fan rotor (9) can then be between 40 inches (101.6 cm) and 92.5 inches (233.7 cm) inclusive, for example between 60 inches (152.4 cm) and 85 inches (215.9 cm) inclusive, for example of the order of 478 inches (198.1 cm), which allows integration of the propulsion system 1 in a conventional manner, in particular under the wing of an aircraft .
  • Such an external radius R e combined with a hub-head ratio of between 0.22 and 0.32 thus makes it possible to minimize drag, without penalizing the mechanical loading, the aerodynamic loading of the fan rotor or the pressure ratio. of the blower.
  • a propulsion system 1 having mechanical loading parameters kmeca and aerodynamic kaero as described above can then present a high dilution rate, including when the thrust class of the propulsion system is average.
  • the propulsion system 1 can be configured to provide a thrust is configured to provide a thrust of between 18,000 Ibf (80,068 N) and 51,000 Ibf (22,2411 N), for example between 20,000 Ibf (88,964 N) and 35,000 Ibf (15,5688 N) and have a dilution rate greater than or equal to 10, in particular greater than or equal to 40, for example between 40 and 80 inclusive.
  • the propulsion system 1 can then have a high dilution rate while still being able to be integrated under the wing of an aircraft 100.
  • the peripheral speed at the top 21 of the blades 14 of the fan rotor(s) 9 can also be between 210 m/s and 260 m/s in the case of non-ducted fan rotor(s) 9. .
  • the reduction rate of the reduction mechanism 19 can be between 5.0 and 11.0. Such reduction rates then make it possible to obtain a fan section 2 in which the fan rotor 9 rotates at a rotation speed co such that the aerodynamic load parameter is greater than or equal to 0.07 and less than or equal to 0 .12 and that the mechanical load parameter greater than or equal to 11.5 x 10 6 tr 2 .m 2 .min 2 and less than or equal to 20.0 x 10 6 tr 2 .m 2 .min -2 .
  • a double-body propulsion system 1 having an aerodynamic load parameter kaero greater than or equal to 0.07 and less than or equal to 0.12 and a mechanical load parameter kmeca greater than or equal to 11.5 x 10 6 tr 2 .m 2 .min -2 and less than or equal to 20.0 x 10 6 tr 2 .m 2 .min -2 may in particular comprise a two-stage high pressure turbine 7, a high pressure compressor 5 comprising at least eight stages and at most eleven stages , a low pressure turbine 8 comprising at least three stages and at most five stages and a low pressure compressor 4 comprising at least two stages and at most four stages.
  • Engine 1 is a double-body propulsion system comprising a non-ducted fan section 2 corresponding to the current technical standard (at the date of filing of this application) which we seek to improve.
  • the engine 2 is a double body propulsion system 1 comprising a non-ducted fan section 2 conforming to the teaching of the present application having an aerodynamic load parameter kaero equal to 0.075 and a mechanical load parameter kmeca equal to 14.6 x 10® tr 2 .m 2 .min' 2 .
  • Engine 1 has an aerodynamic load parameter less than 0.07 and a mechanical load parameter less than 11.5 x 10 6 rev 2 .m 2 .min 2 .
  • the engine 1 has a low aerodynamic load and a low mechanical load to the benefit of the efficiency of the fan to the detriment of the size and mass of the fan.
  • the size of the fan has a significant impact on the installation of the engine on an aircraft.
  • engine 2 into the aircraft is simplified, in comparison with engine 1, without degrading its energy performance.
  • the increase in aerodynamic load and increasing the fan pressure rate makes it possible to reduce the fan diameter while maintaining thrust.
  • the fan section 2 of the engine 2 undergoes, in particular during takeoff, slightly greater mechanical and aerodynamic constraints, while remaining within an acceptable range for the dimensioning of the engine, so that the shaft fan 10 is capable of transmitting the aerodynamic torque to the fan rotor 9.
  • the engine 2 is more compact and has a lower mass than the engine 1, thanks in particular to the reduction in its diameter and its dilution rate , without reducing its effectiveness.
  • the mass reduction of the fan section 2 is estimated at around twenty percent.
  • the fan section represents a third of the mass of the propulsion system 1, this amounts to reducing the mass of the propulsion system 1 by approximately 7% with induced effects on the aircraft (cantilever mass , reduction in the diameter of the fan rotor 9, etc.).
  • the engine 2 can therefore be more easily installed on an aircraft 100, at the inlet temperature of the low pressure turbine 8 and equivalent fan thrust.
  • the diameter D of the fan and the dilution rate BPR were reduced, which made it possible to improve the integration of engine 2.
  • the pressure ratio of the fan section of engine 2 has, however, been slightly increased (while remaining less than 1.2) to maintain equivalent thrust.
  • the overall compression ratio has been increased without increasing the inlet temperature of the high pressure turbine 7, which improves the efficiency of the primary body without increasing the thermal load of the low pressure turbine 8.
  • the temperature of the low pressure turbine 8 was kept stable, it was possible to increase its mechanical loading (Ni 2 S) in order to reduce its number of stages.
  • fan blades comprising a composite material woven three-dimensionally with stiffer fibers also makes it possible to withstand the increase in centrifugal mechanical stresses, particularly in the event of bird ingestion.
  • bearing steels with increased mechanical properties or ceramic rolling elements makes it possible to have the same hub ratio on motor 2 as on motor 1 despite the increase in the load parameter mechanical.
  • the use of a titanium alloy for the hub with improved mechanical properties contributes to compliance with the target hub ratio.
  • the overall compression ratio and the high-pressure turbine inlet temperature of engine 2 have also been increased to improve the thermal efficiency of the engine.

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Abstract

Un système propulsif (1 ) aéronautique comprend un rotor de soufflante (9) non caréné ayant un paramètre de charge aérodynamique kaero supérieur ou égal à 0,07 et inférieur ou égal à 0,12 et un paramètre de charge mécanique kmeca supérieur ou égal à 11,5 x 106 tr.m2.min-1 et inférieur ou égal à 20,0 x 106 tr.m2.min-1, où la charge aérodynamique kaero et la charge mécanique kmeca sont définies par les formules suivantes : Formule (1) et où: FN est la poussée du système propulsif (1 ); BPR est le taux de dilution; F = 39,7; Re et Ri sont les rayons externe et interne du rotor de soufflante; ω est la vitesse de rotation limite du rotor de soufflante; et S est la surface de la veine d'écoulement en entrée du rotor de soufflante (9).

Description

DESCRIPTION
TITRE : Système propulsif aéronautique à rendement propulsif amélioré
DOMAINE TECHNIQUE
La présente demande concerne de manière générale le domaine des systèmes propulsifs, et plus particulièrement des systèmes propulsifs aéronautiques comprenant une soufflante non carénée et présentant un taux de dilution est élevé, voire très élevé.
ETAT DE LA TECHNIQUE
Un système propulsif comporte généralement, d’amont en aval dans le sens de l’écoulement des gaz, une section de soufflante, une section de compresseur pouvant comprendre un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, une chambre de combustion et une section de turbine pouvant comprendre notamment une turbine haute pression et une turbine basse pression Le compresseur haute pression est 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 entrainés en rotation par la turbine basse pression par l’intermédiaire d'un arbre basse pression.
Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d’améliorer de manière très significative les performances environnementales des avions. La Déposante prend en considération les facteurs impactants dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l’environnement et dont l’intégration et l’utilisation dans l’aviation civile ont des conséquences environnementales modérées dans un but d’amélioration de l'efficacité énergétique des avions.
Ainsi, afin d’améliorer le rendement propulsif du système propulsif et de réduire sa consommation spécifique ainsi que le bruit émis par la section de soufflante, il a été proposé des systèmes propulsifs présentant un taux de dilution BPR (bypass ratio en anglais, correspondant au rapport entre le débit du flux d’air secondaire et le débit du flux d’air primaire) élevé. Pour atteindre de tels taux de dilution, la section de soufflante peut être découplée de la turbine basse pression, permettant ainsi d’optimiser indépendamment leur vitesse de rotation respective. Généralement, le découplage est réalisé à l’aide d’un mécanisme de réduction placé entre l’extrémité amont de l’arbre basse pression et un rotor de la section de soufflante. Le rotor de la section de soufflante est alors entrainé par l’arbre basse pression par l’intermédiaire du mécanisme de réduction à une vitesse de rotation inférieure à celle de l’arbre basse pression.
Ce découplage permet de réduire la vitesse de rotation du rotor de soufflante. Par ailleurs, afin de réduire le rapport de pression du rotor de soufflante et d’améliorer le taux de dilution du système propulsif, il a été proposé d’augmenter le diamètre du rotor de soufflante (et donc de réduire la vitesse périphérique des aubes de soufflante). La conséquence est une diminution des efforts centrifuges dans le rotor de soufflante. Toutefois, l’augmentation du diamètre de la soufflante a un impact négatif sur la masse et la traînée de la section de soufflante, et par extension sur le système propulsif, et augmente le couple à appliquer par l’arbre de soufflante au rotor de soufflante. EXPOSE
Un but de la présente demande est d’optimiser les performances du système propulsif, tout en maintenant un chargement mécanique et aérodynamique acceptables pour la section de soufflante du système propulsif.
Il est à cet effet proposé, selon un premier aspect un système propulsif aéronautique comprenant :
- un arbre d’entrainement mobile en rotation autour d’un axe de rotation ;
- un arbre de soufflante ;
- une section de soufflante comprenant un rotor de soufflante non caréné entraîné en rotation par l’arbre de soufflante, le rotor de soufflante comprenant une pluralité d’aubes, chaque aube ;
- un mécanisme de réduction couplant l’arbre d’entrainement et l’arbre de soufflante afin d’entrainer l’arbre de soufflante à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement ; le système propulsif étant configuré de sorte que le rotor de soufflante présente un paramètre de charge aérodynamique supérieur ou égal à 0,07 et inférieur ou égal à 0,12 et un paramètre de charge mécanique supérieur ou égal à 11 ,5 x 10® tr.m2.min'1 et inférieur ou égal à 20,0 x 10® tr.m2.min'1, où la charge aérodynamique et la charge mécanique sont définies par les formules suivantes : et où . kaero est le paramètre de charge aérodynamique ; kmeca est le paramètre charge mécanique ;
FN est la poussée générée par le système propulsif lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Newton ;
BPR est le taux de dilution du système propulsif et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; n est le nombre d’aubes dans le rotor de soufflante ;
F = 39,7 N_1’35.(tr/min)'2.rrr5
Re est le rayon externe du rotor de soufflante et correspond à une distance entre l’axe de rotation et un point d’intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante, et est exprimé en mètres (m) ;
Ri est le rayon interne du rotor de soufflante et correspond à une distance entre l’axe de rotation un point d’intersection entre le bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante et une surface du rotor de soufflante qui délimite radialement à l’intérieur une veine d’écoulement dans le rotor de soufflante et est exprimée en mètres (m) ; a est la vitesse de rotation limite du rotor de soufflante et est exprimée en tours par minute (tr/min) ; et S est la surface de la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante, qui est égale à rt x (Re 2 - Ri2) et est exprimée en mètres carrés (m2).
Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du système propulsif selon le premier aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison :
- le rayon externe du rotor de soufflante est compris entre 40 pouces (101 ,6 cm) et 92,5 pouces (233,7 cm) inclus, par exemple entre 60 pouces (152,4 cm) et 85 pouces (215,9 cm) inclus, par exemple de l’ordre de 478 pouces (198,1 cm);
- un rapport moyeu-tête du rotor de soufflante est compris entre 0,22 et 0,32 ;
- le rotor de soufflante comprend au moins douze aubes de soufflante et au plus dix-huit aubes de soufflante, par exemple au moins quatorze aubes de soufflante et au plus seize aubes de soufflante ;
- un taux de réduction du mécanisme de réduction est supérieur ou égal à 5,0 et inférieur ou égal à 11 ,0 ;
- un taux de dilution du système propulsif est supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus ;
- une vitesse périphérique au sommet des aubes du rotor de soufflante, lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, est comprise entre 210 m/s et 260 m/s ;
- la section de soufflante présente en outre un taux de compression de soufflante, correspondant à un rapport de pression entre une sortie du rotor de soufflante et une entrée du rotor de soufflante inférieur ou égal à 1 ,45, par exemple inférieur ou égal à 1 ,30 ;
- le système propulsif est dimensionné de sorte qu’une poussée du système propulsif, le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard, est comprise entre 18 000 Ibf et 51 000 Ibf ;
- le système propulsif comprend en outre une turbine d’entrainement et un compresseur raccordés directement par l’arbre d’entrainement, dans lequel la turbine d’entrainement comprend au moins trois et au plus cinq étages ;
- compresseur comprend au moins deux et au plus quatre étages ;
- le système propulsif comprend en outre une turbine haute pression et un compresseur haute pression raccordés par l’intermédiaire d'un arbre haute pression, l’arbre haute pression tournant plus rapidement que l’arbre d’entrainement, la turbine haute pression étant biétage ; et/ou
- le compresseur haute pression comprend au moins huit et au plus onze étages.
Selon un deuxième aspect, il est proposé un aéronef comprenant au moins un système propulsif selon le premier aspect fixé à l’aéronef par l’intermédiaire d’un mât.
Selon un troisième aspect, il est proposé un procédé de dimensionnement ou de fabrication d’un système propulsif comprenant un mécanisme de réduction couplant un arbre d’entrainement et un rotor de soufflante non carénée pour entrainer le rotor de soufflante à une vitesse inférieure à une vitesse de l’arbre d’entrainement, dans lequel le rotor de soufflante présente un paramètre de charge aérodynamique supérieur ou égal à 0,07 et inférieur ou égal à 0,12 et un paramètre de charge mécanique supérieur ou égal à 11 ,5 x 10e tr.m2.min'1 et inférieur ou égal à 20,0 x 10e tr.m2.min'1, où la charge aérodynamique et la charge mécanique sont définies par les formules suivantes : et où - kaero est le paramètre de charge aérodynamique ; kmeca est le paramètre charge mécanique ;
FN est la poussée générée par le système propulsif lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Newton (N) ;
BPR est le taux de dilution du système propulsif et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; n est le nombre d’aubes dans le rotor de soufflante ;
F = 39,7 N_1’35.(tr/min)'2.m-5
Re est le rayon externe du rotor de soufflante et correspond à une distance entre l’axe de rotation et un point d’intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante, et est exprimé en mètres (m) ;
Ri est le rayon interne du rotor de soufflante et correspond à une distance entre l’axe de rotation un point d’intersection entre le bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante et une surface du rotor de soufflante qui délimite radialement à l’intérieur une veine d’écoulement dans le rotor de soufflante et est exprimée en mètres (m) ; co est la vitesse de rotation limite du rotor de soufflante et est exprimée en tours par minute (tr/min) ; et
S est la surface de la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante, qui est égale à it x (Re 2 - Ri2) et est exprimée en mètres carrés (m2).
Selon un quatrième aspect, il est proposé un procédé de fabrication d’un système propulsif aéronautique comprenant les étapes suivantes :
- dimensionner le système propulsif aéronautique conformément au procédé de dimensionnement selon le troisième aspect ; et
- fabriquer le système propulsif aéronautique.
DESCRIPTION DES FIGURES
D’autres caractéristiques, buts et avantages de l’invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels :
La figure 1 est une vue schématique, partielle et en coupe d’un exemple de système propulsif conforme à un premier mode de réalisation, dans lequel la section de soufflante est non carénée ;La figure 2 est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction selon une première variante de réalisation ;
La figure 3 est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction une deuxième variante de réalisation ;
La figure 4 est un exemple d’aéronef pouvant comprendre au moins un système propulsif conforme au premier ou au deuxième mode de réalisation de l’invention ;
La figure 5 est un organigramme illustrant des exemples d'étapes d’un procédé de dimensionnement ou de fabrication conforme à une forme de réalisation de l’invention.
Sur l’ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques.
DESCRIPTION DETAILLEE
Un système propulsif 1 présente une direction principale s'étendant selon un axe longitudinal X et comprend, d’amont en aval dans le sens de l’écoulement des gaz dans le système propulsif 1 lorsqu’il est en fonctionnement, une section de soufflante 2 et un corps primaire 3, souvent appelé « générateur de gaz », comportant une section de compresseur 4, 5, une chambre de combustion 6 et une section de turbine 7, 8. Le système propulsif 1 est ici un système propulsif 1 aéronautique configuré pour être fixé sur un aéronef 100 par l’intermédiaire d’un pylône (ou mât).
La section de compresseur 4, 5 comprend une succession d'étages comprenant chacun une roue d'aubes mobiles (rotor) 4a, 5a tournant devant une roue d'aubes fixes (stator) 4b, 5b. La section de turbine 7, 8 comprend également une succession d'étages comprenant chacun une roue d'aubes fixes (stator) 7b, 8b derrière laquelle tourne une roue d'aubes mobiles (rotor) 7a, 8a.
Dans la présente demande, la direction axiale correspond à la direction de l'axe longitudinal X, en correspondance avec la rotation des arbres du générateur de gaz, et une direction radiale est une direction perpendiculaire à cet axe X et passant par lui. Par ailleurs, la direction circonférentielle (ou latérale, ou encore tangentielle) correspond à une direction perpendiculaire à l'axe longitudinal X et ne passant pas par lui. Sauf précision contraire, interne (respectivement, intérieur) et externe (respectivement, extérieur), respectivement, sont utilisés en référence à une direction radiale de sorte que la partie ou la face interne d'un élément est plus proche de l'axe X que la partie ou la face externe du même élément.
En fonctionnement, un flux d’air F entrant dans le système propulsif 1 est divisé entre un flux d’air primaire F1 et un flux d’air secondaire F2, qui circulent d’amont en aval dans le système propulsif 1.
Le flux d’air secondaire F2 (appelé également « flux d’air de dérivation ») s’écoule autour du corps primaire 3. Le flux d’air secondaire F2 permet de refroidir la périphérie du corps primaire 3 et sert à générer la majeure partie de la poussée fournie par le système propulsif 1 .
Le flux d’air primaire F1 s’écoule dans une veine primaire à l’intérieur du corps primaire 3, en passant successivement à travers la section de compresseur 4, 5, la chambre de combustion 6 où il est mélangé avec du carburant pour servir de comburant, et la section de turbine 7, 8. Le passage du flux d’air primaire F1 à travers la section de turbine 7, 8 recevant de l’énergie de la chambre de combustion 6 provoque une rotation du rotor de la section de turbine 7, 8, qui entraine à son tour en rotation le rotor de la section de compresseur 4, 5 ainsi qu'une partie rotor 9 de la section de soufflante 2.
Dans un système propulsif 1 à double-corps, la section de compresseur 4, 5 peut comprendre un compresseur basse pression 4 et un compresseur haute pression 5. La section de turbine 7, 8 peut comprendre une turbine haute pression 7 et une turbine basse pression 8. Le rotor du compresseur haute pression 5 est entrainé en rotation par le rotor la turbine haute pression 7 par l’intermédiaire d’un arbre haute pression 10. Le rotor du compresseur basse pression 4 et la partie rotor 9 de la section de soufflante 2 sont entraînés en rotation par le rotor de la turbine basse pression 8 par l’intermédiaire d’un arbre basse pression 11. Ainsi, le corps primaire 3 comprend un corps haute pression comprenant le compresseur haute pression 5, la turbine haute pression 7 et l’arbre haute pression 10, et un corps basse pression comprenant la section de soufflante 2, le compresseur basse pression 4, la turbine basse pression 8 et l’arbre basse pression 11. La vitesse de rotation du corps haute pression est supérieure à la vitesse de rotation du corps basse pression. Dans un système propulsif 1 à triple-corps, la section de turbine 7, 8 comprend en outre une turbine intermédiaire, positionnée entre la turbine haute pression 7 et la turbine basse pression 8 et configurée pour entrainer le rotor du compresseur basse pression 4 par l’intermédiaire d’un arbre intermédiaire. Le rotor de soufflante 9 et le rotor du compresseur haute pression 5 restent entraînés par l’arbre basse pression 11 et l’arbre haute pression 10, respectivement.
L'arbre basse pression 11 est généralement logé, sur un tronçon de sa longueur, dans l’arbre haute pression 10 et est coaxial à l’arbre haute pression 10. L’arbre basse pression 11 et l’arbre haute pression 10 peuvent être corotatifs, c’est-à-dire être entraînés dans le même sens autour de l’axe longitudinal X. En variante, l’arbre basse pression 11 et l’arbre haute-pression sont contrarotatifs, c’est- à-dire être entraînés dans des sens opposés autour de l’axe longitudinal X. Le cas échéant, l’arbre intermédiaire est logé entre l’arbre haute pression 10 et l’arbre basse pression 11. L’arbre intermédiaire et l’arbre basse pression 11 peuvent être corotatifs ou contrarotatifs.
La section de soufflante 2 comprend au moins le rotor de soufflante 9 propre à être entrainé en rotation par rapport à une partie stator du système propulsif par la section de turbine 7, 8. Chaque rotor de soufflante 9 comprend un moyeu 13 et des aubes 14 s’étendant radialement à partir du moyeu 13. Les aubes 14 de chaque rotor 9 présentent un calage variable. Le pied des aubes 14 de chaque rotor 9 est monté pivotant suivant un axe de calage et est relié à un mécanisme de changement de pas 15 monté dans le système propulsif 1 , le calage étant ajusté en fonction des phases de vol par le mécanisme de changement de pas 15.
La section de soufflante 2 peut en outre comprendre un stator de soufflante 16, ou redresseur, qui comprend des aubes 17 montées sur un moyeu 18 du stator de soufflante 16 qui ont pour fonction de redresser le flux d’air secondaire F2 qui s’écoule en sortie du rotor de soufflante 9. Les aubes 17 du stator de soufflante 18 peuvent être fixes par rapport au moyeu 18 ou présenter un calage variable, en particulier lorsque la section de soufflante 2 est non carénée (voir figure 2). De manière similaire aux aubes 14 de rotor, le pied des aubes de stator 17 à calage variable est monté pivotant suivant un axe X de calage et est relié à un mécanisme de changement de pas 15a, qui est généralement distinct de celui du rotor de soufflante 9, le calage étant ajusté en fonction des phases de vol par le mécanisme de changement de pas.
Afin d’améliorer le rendement propulsif du système propulsif 1 et de réduire sa consommation spécifique ainsi que le bruit émis par la section de soufflante 2, le système propulsif 1 présente un taux de dilution (bypass ratio) élevé. Par taux de dilution élevé, on comprendra ici un taux de dilution supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 40 et 80 inclus. Pour calculer le taux de dilution, le débit massique du flux d’air secondaire F2 et le débit massique du flux d’air primaire F1 sont mesurés lorsque le système propulsif 1 est stationnaire, non-installé, en régime de décollage dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l’Organisation de l’aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3e édition) et au niveau de la mer (conditions dites SLS, pour Seal Level Standard). On notera que, dans la présente demande, les paramètres (pression, débit, poussée, vitesse, etc.) sont systématiquement déterminés dans ces conditions. Par « non installé », on comprendra ici que les mesures sont effectuées lorsque le système propulsif 1 est dans un banc d’essai (et non installé sur un aéronef 100), les mesures étant alors plus simples à réaliser. Les distances (longueur, rayon, diamètre, etc.) sont en revanche mesurées à température ambiante (environ 20°C) lorsque le système propulsif 1 est à froid, c’est-à-dire lorsque le système propulsif 1 est à l’arrêt depuis une période suffisante pour que les pièces du système propulsif 1 soient à température ambiante, étant entendu que ces dimensions varient peu par rapport aux conditions dans lesquelles le système propulsif 1 est en régime de décollage.
Le rotor de soufflante 9 est découplé de l’arbre basse pression 11 à l'aide d’un mécanisme de réduction 19, placé entre une extrémité amont de l’arbre basse pression 11 et le rotor de soufflante 9, afin d’optimiser indépendamment leur vitesse de rotation respective. Dans ce cas, le système propulsif 1 comprend en outre un arbre supplémentaire, dit arbre de soufflante 20. L’arbre basse pression 11 raccorde la turbine basse pression 8 à une entrée du mécanisme de réduction 19 tandis que l’arbre de soufflante 20 raccorde la sortie du mécanisme de réduction 19 au rotor de soufflante 9. Le rotor de soufflante 9 est donc entraîné par l’arbre basse pression 11 par l’intermédiaire du mécanisme de réduction 19 et de l’arbre de soufflante 20 à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de la turbine basse pression 8.
Ce découplage permet de réduire la vitesse de rotation et le rapport de pression du rotor de soufflante 9 et d’augmenter la puissance extraite par la turbine basse pression 8. En effet, l’efficacité globale des systèmes propulsifs est conditionnée au premier ordre par le rendement propulsif, qui est favorablement influencé par une minimisation de la variation d’énergie cinétique de l’air à la traversée du système propulsif 1. Dans un système propulsif 1 à taux de dilution élevé, l'essentiel du débit générant l’effort propulsif est constitué par le flux d’air secondaire F2 du système propulsif 1 , l’énergie cinétique du flux d’air secondaire F2 étant majoritairement affectée par la compression que subit le flux d’air secondaire F2 lors de la traversée de la section de soufflante 2. Le rendement propulsif et le rapport de pression de la section de soufflante 2 sont donc liés : plus le rapport de pression de la section de soufflante 2 est faible, meilleur sera le rendement propulsif. Afin d’optimiser le rendement propulsif du système propulsif 1 , le rapport de pression de la soufflante, qui correspond au rapport entre la pression moyenne en sortie du stator de soufflante 17 (ou, en l’absence de stator, du rotor de soufflante 9) et la pression moyenne en entrée du rotor de soufflante 9, est inférieur ou égal à 1 ,70, par exemple inférieur ou égal à 1 ,50, par exemple compris entre 1 ,05 et 1 ,45. Les pressions moyennes sont mesurées ici sur la hauteur de l’aube 14 (de la surface qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante 9 au sommet 21 de l’aube de soufflante 14).
La section de soufflante 2 peut est non carénée.
La section de soufflante 2 (qui peut également être désignée par le terme d’hélice) n'est pas entourée par un carter de soufflante. La section de soufflante 2 étant non carénée, les aubes 14 du rotor de soufflante 9 présentent un calage variable. Des systèmes propulsifs comprenant au moins un rotor de soufflante 9 non caréné sont connus sous les termes anglais « open rotor » ou « unducted fan ». Le système propulsif 1 peut comprendre deux rotors de soufflante 9 non carénés et contrarotatifs. Un tel système propulsif 1 est connu sous l’acronyme anglais CROR pour « Contra-Rotating Open Rotor » (rotor ouvert contrarotatif en français) ou UDF pour « Unducted Double Fan » (double soufflante non carénée en français). Le ou les rotors de soufflante 9 peuvent être placés à l'arrière du corps primaire 3 de sorte à être du type pousseur ou à l’avant du corps primaire 3 de sorte à être du type tracteur. En variante, le système propulsif 1 peut comprendre un seul rotor de soufflante 9 non caréné et un stator de soufflante 16 non caréné (redresseur). Un tel système propulsif 1 est connu sous l’acronyme anglais USF pour « Unducted Single Fan ». Dans le cas d’un système propulsif 1 du type USF, les aubes 17 du redresseur 16 sont fixes en rotation par rapport à l’axe X de rotation du rotor de soufflante 9 amont et par conséquent ne subissent pas d’effort centrifuge. Les aubes 17 du redresseur 16 sont par ailleurs à calage variable.
La suppression du carénage autour de la section de soufflante 2 permet d’augmenter le taux de dilution de façon très importante sans que le système propulsif 1 ne soit pénalisé par la masse des carters ou nacelles destinés à entourer la section de soufflante 2. Le taux de dilution du système propulsif 1 comprenant une section de soufflante 2 non carénée est ainsi supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus. La vitesse périphérique au sommet 21 des aubes 14 du ou des rotor(s) de soufflante 9 peut par ailleurs être comprise entre 210 m/s et 260 m/s. Le rapport de pression de soufflante peut alors être compris par exemple entre 1 ,05 et 1 ,20.
Le mécanisme de réduction 19 peut par exemple comprendre un mécanisme de réduction 19 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. Selon une première variante, le mécanisme de réduction 19 peut être du type planétaire (« star » en anglais) (Figure 2) et comprendre un pignon solaire 19a (entrée du mécanisme de réduction 19), centré un axe X 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 l’axe X de rotation, et une série de satellites 19c répartis circonférentiellement autour de l’axe X de rotation entre le pignon solaire 19a et la couronne 19b, chaque satellite 19c étant engrené intérieurement avec le pignon solaire 19a et extérieurement avec la couronne 19b. La série de satellites 19c est montée sur un porte-satellites 19d qui est fixe par rapport à une partie stator 19e du système propulsif 1 , par exemple par rapport à un carter de la section de compresseur 4, 5. Selon une deuxième variante, le mécanisme de réduction 19 peut être de type « épicycloïdal » (« planetary » en anglais) (Figure 3), auquel cas la couronne 19b est montée fixement sur la partie stator 19e du système propulsif 1 et l’arbre de soufflante 20 est 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 de soufflante 9 est inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre basse pression 11 .
La vitesse limite (redline speed en anglais) de l’arbre basse pression 11 , qui correspond à la vitesse maximale absolue susceptible d’être rencontrée par l’arbre basse pression 11 durant tout le vol (selon le règlement de certification européen EASA CS-E 740 (ou selon le règlement de certification américain 14-CFR Part 33.87), est comprise entre 8500 tours par minute et 12000 tours par minute, par exemple entre 9000 tours par minute et 11000 tours par minute. La vitesse limite correspond à la vitesse de rotation maximale lorsque le système propulsif est sain (et potentiellement fin de vie). Elle est donc susceptible d’être atteinte par l’arbre basse pression 11 en condition de vol. Cette vitesse limite fait partie des données déclarées dans la certification moteur (« type certificate data sheet » en anglais). En effet, cette vitesse de rotation est habituellement utilisée comme vitesse de référence pour le dimensionnement des systèmes propulsifs 1 et dans certains essais de certification (tels que les essais de pertes d’aube ou d’intégrité du rotor).
Le système propulsif 1 présente en outre un taux de compression global, qui correspond au rapport de pression entre la pression en sortie du compresseur haute pression 5 et la pression en entrée du rotor de soufflante 9 (mesurée au niveau du pied du rotor de soufflante 9), supérieur ou égal à 40 et inférieur ou égal à 70, par exemple supérieur ou égal à 44 et inférieur ou égal à 55.
Afin d’optimiser les performances du système propulsif 1 en termes de consommation spécifique, de masse et de trainée, tout en maintenant un chargement mécanique et un chargement aérodynamique acceptables pour la section de soufflante 2, le système propulsif 1 est configuré de sorte que le rotor de soufflante 9 présente un paramètre de charge aérodynamique kaero supérieur ou égal à 0,07 et inférieur ou égale à 0,12 et un paramètre de charge mécanique kmeca supérieur ou égale à 11 ,5 x 106 tr2.m2.min'2 et inférieur ou égal à 20,0 x 106 tr2.m2.min-2.
Le paramètre de charge aérodynamique kaero représente le couple aérodynamique qui est appliqué sur une aube de soufflante 14 du rotor de soufflante 9, entre le moyeu 13 et le sommet 21 de l’aube de soufflante 14, et peut être exprimé par la formule suivante : où: FN est la poussée générée par le système propulsif et est exprimée en Newton (N) ;
BPR est le taux de dilution du système propulsif 1 ; n est le nombre d’aubes 14 dans le rotor de soufflante 9 ; co est la vitesse de rotation limite (redline speed) du rotor de soufflante 9, en tours par minute (tr/min), qui correspond à la vitesse maximale absolue susceptible d’être rencontrée par l’arbre de soufflante durant tout le vol ;
Re est le rayon externe du rotor de soufflante 9 et correspond à la distance entre l’axe de rotation X et un point d’intersection entre le sommet 21 et un bord d’attaque 22 des aubes 14 du rotor de soufflante 9, et est exprimé en mètres (m) ;
Ri est le rayon interne du rotor de soufflante 9 et correspond à une distance entre l’axe de rotation X un point d'intersection entre le bord d’attaque 21 des aubes 14 du rotor de soufflante 9 et une surface du rotor de soufflante 9 qui délimite radialement à l’intérieur une veine d’écoulement dans le rotor de soufflante 9 et est exprimé en mètres (m) ; et
F = 39,7 N_1'35.(tr/min)'2.m-5.
Comme indiqué précédemment, FN est déterminé 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. Les rayons R9 et Ri en revanche sont déterminés lorsque le système propulsif 1 est à froid pour simplifier les mesures.
Le bord d’attaque 22 est configuré pour s’étendre en regard de l'écoulement des gaz entrant dans le rotor de soufflante 9. Il correspond à la partie antérieure d'un profil aérodynamique qui fait face au flux d'air et qui divise l'écoulement d'air en un écoulement d'intrados et en un écoulement extrados.
Le paramètre de charge mécanique kmeca traduit la contrainte appliquée à une aube de soufflante au niveau du rayon interne Ri du rotor de soufflante 9 (en bas de la partie de l’aube de soufflante 14 qui est configurée pour s’étendre dans la veine d’écoulement) : kmeca = c 2 x S où S est la surface de la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante 9, qui est égale à ~ x (Re 2 - Ri2) et est exprimée en mètres carrés.
Les efforts centrifuges appliqués sur les aubes de soufflante 14 d’un rotor de soufflante 9 dont le paramètre de charge aérodynamique kaero est supérieur ou égal à 0,07 et inférieur ou égale à 0,12 et dont le paramètre de charge mécanique kmeca est supérieur ou égal à 11 ,5 x 106 tr2.m2.min'2 et inférieur ou égal à 20,0 x 106 tr2.m2.min-2 sont modérés. Les efforts aérodynamiques sont en revanche plus élevés que dans les moteurs à réducteurs conventionnels, mais restent admissibles. En particulier, l’arbre de soufflante 20 (et indirectement l’arbre basse pression 11) du système propulsif 1 est capable de transmettre le couple aérodynamique au rotor de soufflante 9, par exemple par l’intermédiaire de cannelures ou d’une liaison boulonnée, sans risquer de rupture accidentelle ni réduire la durée de vie de la section de soufflante 2.
Afin de réduire le paramètre de charge mécanique kmeca de la section de soufflante 2, il est possible par exemple de modifier le rapport moyeu-tête du rotor de soufflante 9. Le rapport moyeu-tête correspond en effet au rapport entre le rayon interne Ri et le rayon externe Re du rotor de soufflante 9. Le rapport moyeu-tête peut être modifié en modifiant le diamètre D du rotor de soufflante 9 (qui est égal au double du rayon externe Re - à noter que la figure 2 étant une vue partielle, le diamètre D n’est que partiellement visible) et/ou en modifiant le rayon interne Ri du rotor de soufflante 9. Or, l’augmentation du diamètre du rotor de soufflante 9 a pour effet d’augmenter les efforts centrifuges appliqués aux aubes de soufflante 14. Par conséquent, le rapport moyeu-tête est par exemple modifié en diminuant le rayon externe Re du rotor de soufflante 9 ou en augmentant le rayon interne Ri du rotor de soufflante 9. Le rapport moyeu-tête du rotor de soufflante 9 peut par exemple être compris entre 0,22 et 0,32. Dans le cas d’un rotor de soufflante à calage fixe, le rapport moyeu-tête peut être compris entre 0,22 et 0,32. Dans le cas d’un rotor de soufflante à calage variable, le rapport moyeu-tête est par exemple compris entre 0,24 et 0,32 afin de permettre l’intégration du mécanisme de changement de pas 15. Le cas échéant, pour attendre de tels rapports moyeu-tête, la configuration de l’arbre de soufflante 20 et/ou des paliers qui supportent l’arbre de soufflante 20 peut être adaptée afin de faciliter l’intégration du rotor de soufflante 9 et des différents composant du système propulsif 1 placés en amont du mécanisme de réduction 19.
Afin d’obtenir un paramètre de charge aérodynamique kaero compris entre 0,07 et 0,12, le rotor de soufflante 9 comprend au moins douze aubes de soufflante 14 et au plus dix-huit aubes de soufflante 14, par exemple au moins quatorze aubes de soufflante 14 et au plus seize aubes de soufflante 14.
Le rayon externe Re du rotor de soufflante (9) peut alors être compris entre 40 pouces (101 ,6 cm) et 92,5 pouces (233,7 cm) inclus, par exemple entre 60 pouces (152,4 cm) et 85 pouces (215,9 cm) inclus, par exemple de l’ordre de 478 pouces (198,1 cm), ce qui permet d’intégration le système propulsif 1 de manière conventionnelle, en particulier sous l’aile d’un aéronef.
Un tel rayon externe Re, combiné à un rapport moyeu-tête compris entre 0,22 et 0,32 permet ainsi de minimiser la trainée, sans pour autant pénaliser le chargement mécanique, le chargement aérodynamique du rotor de soufflante ni le rapport de pression de la soufflante.
Un système propulsif 1 présentant des paramètres de chargement mécanique kmeca et aérodynamique kaero tels que décrit ci-avant peut alors présenter un taux de dilution élevé, y compris lorsque la classe de poussée du système propulsif est moyenne. Typiquement, le système propulsif 1 peut être configuré pour fournir une poussée est configuré pour fournir une poussée comprise entre 18 000 Ibf (80 068 N) et 51 000 Ibf (22 2411 N), par exemple entre 20 000 Ibf (88964 N) et 35 000 Ibf (15 5688 N) et présenter un taux de dilution supérieur ou égal à 10, notamment supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus. Le système propulsif 1 peut alors présenter un taux de dilution élevé tout en pouvant être intégré sous l’aile d’un aéronef 100. La vitesse périphérique au sommet 21 des aubes 14 du ou des rotor(s) de soufflante 9 peut par ailleurs être comprise entre 210 m/s et 260 m/s dans le cas de rotor(s) de soufflante 9 non caréné(s).
Le taux de réduction du mécanisme de réduction 19 peut être compris entre 5,0 et 11 ,0. De tels taux de réduction permettent alors d’obtenir une section de soufflante 2 dans laquelle le rotor de soufflante 9 tourne à une vitesse de rotation co telle que le paramètre de charge aérodynamique est supérieur ou égal à 0,07 et inférieur ou égal à 0,12 et que le paramètre de charge mécanique supérieur ou égal à 11 ,5 x 106 tr2.m2.min 2 et inférieur ou égal à 20,0 x 106 tr2.m2.min-2.
Un système propulsif 1 à double corps présentant un paramètre de charge aérodynamique kaero supérieur ou égal à 0,07 et inférieur ou égale à 0,12 et un paramètre de charge mécanique kmeca supérieur ou égale à 11 ,5 x 106 tr2.m2.min-2 et inférieure ou égale à 20,0 x 106 tr2.m2.min-2 peut notamment comprendre une turbine haute pression 7 biétage, un compresseur haute pression 5 comprenant au moins huit étages et au plus onze étages, une turbine basse pression 8 comprenant au moins trois étages et au plus cinq étages et un compresseur basse pression 4 comprenant au moins deux étages et au plus quatre étages.
Exemple comparatif :
Le moteur 1 est un système propulsif double corps comprenant une section de soufflante 2 non carénée correspondant au standard technique actuel (à la date de dépôt de la présente demande) que l’on cherche à améliorer.
Le moteur 2 est un système propulsif 1 double corps comprenant une section de soufflante 2 non carénée conforme à l’enseignement de la présente demande présentant un paramètre de charge aérodynamique kaero égal à 0,075 et un paramètre de charge mécanique kmeca égal à 14,6 x 10® tr2.m2.min'2.
Le moteur 1 présente un paramètre de charge aérodynamique inférieur à 0,07 et un paramètre de charge mécanique inférieur à 11 ,5 x 106 tr2.m2.min 2. Le moteur 1 a une charge aérodynamique et une charge mécanique faibles au bénéfice du rendement de la soufflante au détriment de l’encombrement et de la masse de la soufflante. L’encombrement de la soufflante a un impact significatif sur l’installation du moteur sur aéronef.
L'intégration du moteur 2 dans l’aéronef est simplifiée, en comparaison avec le moteur 1 , sans dégrader ses performances énergétiques. L’augmentation de la charge aérodynamique et l’augmentation du taux de pression de la soufflante permettent de réduire le diamètre de soufflante en conservant la poussée.
Cela est facilité par l’augmentation de la charge mécanique qui permet une augmentation de la vitesse de rotation du rotor de soufflante.
En comparaison avec le moteur 1 , la section de soufflante 2 du moteur 2 subit, en particulier au décollage, des contraintes mécaniques et aérodynamiques légèrement plus importantes, tout en restant dans un intervalle acceptable pour le dimensionnement du moteur, de sorte que l’arbre de soufflante 10 est capable de transmettre le couple aérodynamique au rotor de soufflante 9. En revanche, le moteur 2 est plus compact et présente une masse plus faible que le moteur 1 , grâce notamment à la diminution de son diamètre et de son taux de dilution, sans pour autant réduire son efficacité. Dans le présent exemple comparatif, la réduction de masse de la section de soufflante 2 est estimée à une vingtaine de pourcents. Dans la mesure où la section de soufflante représente un tiers de la masse du système propulsif 1 , cela revient à réduire d’environ 7% la masse du système propulsif 1 avec des effets induits sur l’aéronef (masse en porte-à-faux, réduction du diamètre du rotor de soufflante 9, etc.). Le moteur 2 peut donc être plus facilement installé sur un aéronef 100, à température en entrée de la turbine basse pression 8 et poussée de soufflante équivalentes.
Pour passer du moteur 1 (de référence) au moteur 2 (conforme à la divulgation), le diamètre D de la soufflante et le taux de dilution BPR ont été réduits, ce qui a permis d’améliorer l’intégration du moteur 2. Le rapport de pression de la section de soufflante du moteur 2 a en revanche été légèrement augmenté (tout en restant inférieur à 1 ,2) pour conserver une poussée équivalente. De plus, le taux de compression global a été augmenté sans pour autant augmenter la température en entrée de la turbine haute pression 7, ce qui améliore le rendement du corps primaire sans augmenter la charge thermique de la turbine basse pression 8. Enfin, dans la mesure où la température de la turbine basse pression 8 a été maintenue stable, il a été possible d’augmenter son chargement mécanique (Ni2S) afin de réduire son nombre d’étages.
Il est possible d’augmenter la valeur du paramètre de charge aérodynamique avec un impact sur le rendement de la soufflante limité via une réduction de des aubes de soufflante. La réduction de l’allongement des aubes de soufflante est habituellement considérée comme défavorable pour le rendement de la soufflante et à la situation vibratoire des aubes vis-à-vis du premier mode de torsion.
Toutefois, l’amélioration des méthodes aérodynamiques permet de minimiser d’autant plus l’impact sur le rendement de la soufflante. La réduction de la hauteur d’aube et l’emploi de composite tissé tridimensionnellement avec un motif de tissage approprié ou l’incorporation de fibres plus raides permettent de restaurer la situation vibratoire vis-à-vis du premier mode de torsion.
L'emploi d’aubes de soufflante comprenant un matériau composite tissé tridimensionnellement avec des fibres plus raides permet en outre de supporter l’augmentation des contraintes mécaniques centrifuges, notamment en cas d’ingestion d’oiseau. L’emploi d’aciers pour les roulement avec des propriétés mécaniques augmentées ou d’éléments roulants en céramique permet d’avoir le même rapport de moyeu sur le moteur 2 que sur le moteur 1 malgré l’augmentation du paramètre de charge mécanique. L’emploi pour le moyeu d’un alliage de titane avec des propriétés mécaniques améliorées participe au respect du rapport de moyeu cible.
Le taux de compression global et la température en entrée turbine haute pression du moteur 2 ont en outre été augmentés pour améliorer le rendement thermique du moteur.

Claims

REVENDICATIONS
1. Système propulsif (1) aéronautique comprenant :
- un arbre d’entrainement (11 ) mobile en rotation autour d’un axe de rotation ;
- un arbre de soufflante (20) ;
- une section de soufflante (2) comprenant un rotor de soufflante (9) non carénée entraîné en rotation par l’arbre de soufflante (20), le rotor de soufflante (9) comprenant une pluralité d’aubes (14) ;
- un mécanisme de réduction (19) couplant l’arbre d’entrainement (11) et l’arbre de soufflante (20) afin d’entrainer l’arbre de soufflante (20) à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement (11 ) ; le système propulsif (1 ) étant configuré de sorte que le rotor de soufflante (9) présente un paramètre de charge aérodynamique supérieur ou égal à 0,07 et inférieur ou égal à 0,12 et un paramètre de charge mécanique supérieur ou égal à 11 ,5 x 10® tr.m2.min 1 et inférieur ou égal à 20,0 x 10® tr.m2.min 1, où la charge aérodynamique et la charge mécanique sont définies par les formules suivantes : et où : kaero est le paramètre de charge aérodynamique ; kmeca est le paramètre charge mécanique ;
FN est la poussée générée par le système propulsif (1 ) lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Newton (N) ;
BPR est le taux de dilution du système propulsif et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; n est le nombre d'aubes (14) dans le rotor de soufflante (9) ;
F = 39,7 N_1'35.(tr/min)'2.m-5
Re est le rayon externe du rotor de soufflante (9) et correspond à une distance entre l’axe de rotation (X) et un point d’intersection entre un sommet (21) et un bord d’attaque (22) des aubes (14) du rotor de soufflante (9), et est exprimé en mètres (m) ;
Ri est le rayon interne du rotor de soufflante et correspond à une distance entre l’axe de rotation (X) et un point d’intersection entre le bord d’attaque des aubes (14) du rotor de soufflante (9) et une surface du rotor de soufflante (9) qui délimite radialement à l’intérieur une veine d’écoulement dans le rotor de soufflante (9) et est exprimée en mètres (m) ; co est la vitesse de rotation limite du rotor de soufflante (9) et est exprimée en tours par minute (tr/min) ; et
S est la surface de la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante (9), qui est égale à jt x (Re2 - Ri2) et est exprimée en mètres carrés (m2).
2. Système propulsif (1) selon la revendication 1 , dans lequel le rayon externe (Re) du rotor de soufflante (9) est compris entre 40 pouces (101 ,6 cm) et 92,5 pouces (233,7 cm) inclus, par exemple entre 60 pouces (152,4 cm) et 85 pouces (215,9 cm) inclus, par exemple de l’ordre de 478 pouces (198,1 cm).
3. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 et 2, dans lequel un rapport moyeu-tête du rotor de soufflante (9) est compris entre 0,22 et 0,32.
4. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel le rotor de soufflante (9) comprend au moins douze aubes (14) de soufflante et au plus dix-huit aubes (14) de soufflante, par exemple au moins quatorze aubes (14) de soufflante et au plus seize aubes (14) de soufflante.
5. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel un taux de réduction du mécanisme de réduction (19) est supérieur ou égal à 5,0 et inférieur ou égal à 11 ,0.
6. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel un taux de dilution du système propulsif (1 ) est supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus.
7. Système propulsif (1) selon l'une des revendications 1 à 6, dans lequel une vitesse périphérique au sommet (21 ) des aubes (14) du rotor de soufflante (9), lorsque le système propulsif (1 ) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, est comprise entre 210 m/s et 260 m/s.
8. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 7, dans lequel la section de soufflante (2) présente en outre un taux de compression de soufflante, correspondant à un rapport de pression entre une sortie du rotor de soufflante (9) et une entrée du rotor de soufflante (9) inférieur ou égal à 1 ,45, par exemple inférieur ou égal à 1 ,30.
9. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 8, dans lequel le système propulsif (1) est dimensionné de sorte qu'une poussée du système propulsif, lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard, est comprise entre 18 000 Ibf (80 068 N) et 51 000 Ibf (22 2411 N).
10. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 9, comprenant en outre une turbine d’entrainement (7) et un compresseur (4) raccordés directement par l’arbre d’entrainement (11 ), dans lequel la turbine d’entrainement (7) comprend au moins trois et au plus cinq étages.
11. Système propulsif (1) selon la revendication 10, dans lequel le compresseur (4) comprend au moins deux et au plus quatre étages.
12. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 10 et 11 , comprenant en outre une turbine haute pression (8) et un compresseur haute pression (5) raccordés par l’intermédiaire d’un arbre haute pression (10), l’arbre haute pression (10) tournant plus rapidement que l’arbre d’entrainement (11 ), la turbine haute pression (8) étant biétage.
13. Système propulsif (1 ) selon la revendication 12, dans lequel le compresseur haute pression (5) comprend au moins huit et au plus onze étages.
14. Aéronef (100) comprenant au moins un système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 13 fixé à l’aéronef par l’intermédiaire d’un mât.
15. Procédé de dimensionnement d’un système propulsif (1 ) comprenant un mécanisme de réduction (19) couplant un arbre d’entrainement (11) et un rotor de soufflante (9) non caréné pour entrainer le rotor de soufflante (9) à une vitesse inférieure à une vitesse de l’arbre d’entrainement (11), dans lequel le rotor de soufflante (9) présente un paramètre de charge aérodynamique supérieur ou égal à 0,07 et inférieur ou égal à 0,12 et un paramètre de charge mécanique supérieur ou égal à 11 ,5 x 10e tr.m2.min'1 et inférieur ou égal à 20,0 x 10e tr.m2.min'1, où la charge aérodynamique et la charge mécanique sont définies par les formules suivantes : et où . kaero est le paramètre de charge aérodynamique ; kmeca est le paramètre charge mécanique ;
FN est la poussée générée par le système propulsif (1 ) lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Newton (N) ;
BPR est le taux de dilution du système propulsif et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; n est le nombre d'aubes (14) dans le rotor de soufflante (9) ;
F = 39,7 N-1’35.(tr/min)'2.irr5
Re est le rayon externe du rotor de soufflante (9) et correspond à une distance entre l’axe de rotation (X) et un point d’intersection entre un sommet (21) et un bord d’attaque (22) des aubes (14) du rotor de soufflante (9), et est exprimé en mètres (m) ;
Ri est le rayon interne du rotor de soufflante et correspond à une distance entre l’axe de rotation (X) et un point d’intersection entre le bord d’attaque des aubes (14) du rotor de soufflante (9) et une surface du rotor de soufflante (9) qui délimite radialement à l’intérieur une veine d’écoulement dans le rotor de soufflante (9) et est exprimée en mètres (m) ; co est la vitesse de rotation Imite du rotor de soufflante (9) et est exprimée en tours par minute (tr/min) ; et
S est la surface de la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante (9), qui est égale à (Re2 - Ri2) et est exprimée en mètres carrés (m2).
16. Procédé de fabrication d’un système propulsif aéronautique comprenant les étapes suivantes :
- dimensionner le système propulsif aéronautique conformément au procédé selon la revendication 15 ; et - fabriquer le système propulsif aéronautique.
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