EP4677211A1 - Systeme propulsif aeronautique a soufflante carenee et a fort taux de dilution - Google Patents

Systeme propulsif aeronautique a soufflante carenee et a fort taux de dilution

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Publication number
EP4677211A1
EP4677211A1 EP24713523.9A EP24713523A EP4677211A1 EP 4677211 A1 EP4677211 A1 EP 4677211A1 EP 24713523 A EP24713523 A EP 24713523A EP 4677211 A1 EP4677211 A1 EP 4677211A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
propulsion system
fan
fan rotor
equal
blades
Prior art date
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Pending
Application number
EP24713523.9A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Corinne Françoise Michelle THIEBAULT
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
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Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of EP4677211A1 publication Critical patent/EP4677211A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • 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

Definitions

  • TITLE AERONAUTICAL PROPULSIVE SYSTEM WITH DUCTED FAN AND HIGH DILUTION RATE
  • This disclosure relates generally to the field of propulsion systems, and more particularly to aeronautical propulsion systems having a ducted fan section and a high or even very high dilution ratio.
  • An aeronautical 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 turbine section which may include a high pressure turbine and a low pressure turbine.
  • the high-pressure compressor When the propulsion system is in operation, the high-pressure compressor is driven into rotation by the high-pressure turbine via a high-pressure shaft.
  • the fan and, if applicable, the low-pressure compressor are driven into rotation by the low-pressure turbine via a low-pressure shaft.
  • An aim of this presentation is to reduce the fuel consumption of an aeronautical propulsion system without limiting the service life of its rotating components.
  • ducted fan section comprising a fan, the fan having a fan rotor comprising blades
  • a gas generator comprising a drive shaft configured to drive, directly or indirectly, the fan rotor in rotation, in which the propulsion system is dimensioned so as to satisfy the following pair of relations: a. 0 ⁇ PD10 -4 ⁇ 160 and b. 2.7. ( v 3.9. (PD ÎO -4 ) J06 where D is a fan rotor diameter in meters which is measured in a plane normal to an axis of rotation of the fan rotor, at an intersection between a tip edge and a leading edge of the fan rotor blades;
  • BPR is a flow dilution ratio through the propulsion system, defined as a ratio between a mass flow rate of a secondary air flow flowing in the propulsion system around the gas generator, and a primary air flow flowing in the gas generator, measured when the propulsion system is stationary, not installed, in a regime corresponding to a take-off of an aircraft including the aeronautical propulsion system, in a standard atmosphere and at sea level.
  • the dilution rate is between 10 and 20 inclusive.
  • the gas generator comprises at least one compressor downstream of the fan, an overall compression ratio of the propulsion system being between 40 and 60 inclusive, the overall compression ratio being defined as a pressure ratio between a total pressure measured upstream of a combustion chamber of the propulsion system and a pressure at the inlet of the fan rotor measured upstream of a foot of the fan rotor.
  • the fan blades are fixed-pitch blades.
  • the aeronautical propulsion system comprises a reduction mechanism coupling in rotation:
  • a fan shaft driving the fan rotor the propulsion system being configured to drive the fan shaft at a rotational speed lower than the rotational speed of the drive shaft, a reduction ratio of the reduction mechanism being preferably greater than or equal to 2.5 and less than or equal to 11, still preferably greater than or equal to 2.7 and less than or equal to 6.0, still preferably greater than or equal to 2.7 and less than or equal to 3.6, still preferably substantially 3.0.
  • the diameter of the fan rotor is greater than or equal to 1.270 m and less than or equal to 3.048 m, preferably greater than or equal to 2.159 m and less than or equal to 3.048 m, still preferably substantially equal to 2.286 m.
  • a hub-to-head ratio of the fan rotor is greater than or equal to 0.22 and less than or equal to 0.32, preferably greater than or equal to 0.235 and less than or equal to 0.30, more preferably less than or equal to 0.27, the hub-to-head ratio being defined as by a ratio Rt/R e , where: - R, is an internal radius of the fan rotor, measured between the axis of rotation X and a point of intersection between the leading edge of the fan blades and the aerodynamic surface of a fan rotor platform radially delimiting on the inside the flow vein at the inlet of the fan rotor;
  • R - R e is an external radius of the fan rotor and is equal to one half of the fan diameter.
  • the fan rotor comprises at least fourteen blades and at most twenty-four blades, preferably at least sixteen blades and at most twenty-four blades, still preferably twenty-two blades.
  • the gas generator comprises a high pressure body and a low pressure body, the low pressure body rotating at a lower rotational speed than the high pressure body.
  • the low pressure body comprises a low pressure turbine, the low pressure turbine having at least three stages and at most eight stages.
  • the low pressure body comprises a low pressure compressor, the low pressure compressor having at least two stages and at most five stages.
  • the high pressure body comprises a high pressure turbine, the high pressure turbine being two-stage.
  • the high pressure body comprises a high pressure compressor, the high pressure compressor comprising at least eight and at most eleven stages.
  • an aircraft comprising an aeronautical propulsion system as defined above.
  • an aeronautical propulsion system comprising:
  • ducted fan section comprising a fan, the fan having a fan rotor comprising blades
  • a gas generator comprising a drive shaft configured to drive, directly or indirectly, the fan rotor in rotation
  • the manufacturing method comprising a step of dimensioning the fan rotor during which a diameter D of the fan rotor in meters and measured in a plane normal to an axis of rotation of the fan rotor, at an intersection between a tip edge and a leading edge of the fan rotor blades is chosen so that: a. 0 ⁇ PD10 -4 ⁇ 160 and b. 2.7. ( v 3.9.
  • P is a maximum thrust generated by the fan in Newton when the propulsion system is stationary in take-off mode, in a standard atmosphere and at sea level
  • BPR is a flow dilution ratio through the propulsion system, defined as a ratio between a mass flow rate of a secondary air flow flowing in the propulsion system around the gas generator, and a primary air flow flowing in the gas generator, measured when the propulsion system is stationary, uninstalled, in a mode corresponding to a take-off of an aircraft comprising the aeronautical propulsion system, in a standard atmosphere and at sea level.
  • 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 with a ducted fan section
  • FIG. 3 schematically represents a first example of a planetary reduction mechanism
  • FIG. 4 schematically represents a first example of an epicyclic reduction mechanism
  • FIG. 5 is a graph representing the dimensioning domain of the aeronautical propulsion system according to one embodiment
  • the aircraft is an airplane 100 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 airplane 100 via a pylon.
  • the aircraft could comprise one or more propulsion systems attached to the fuselage 101 .
  • Figure 2 schematically represents, in partial view and in section, a first example of a propulsion system 1.
  • propulsion system 1 is a twin-spool, ducted fan gas turbine engine.
  • the propulsion system 1 has a main direction extending along a longitudinal axis X.
  • the propulsion system 1 comprises a fan section 2 and a primary body 3, often called a “gas generator”.
  • the blower section 2 comprises a blower 22 and a blower housing 12.
  • the blower 22 comprises a blower rotor 9.
  • the blower housing 12 surrounds the blower rotor 9.
  • the blower rotor 9 is rotatably mounted relative to the blower housing 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 a variable pitch. In the latter case, not shown, each of the fan blades 14 is pivotally mounted relative to the fan hub 13 along a pitch axis and is connected to a pitch change mechanism mounted in the propulsion system 1.
  • the pitch change mechanism makes it possible to adjust the pitch angle of the fan blades 14 according to the flight phases.
  • Such a mechanism is known in principle to those skilled in the art familiar with the architectures of aircraft propulsion systems.
  • the fan rotor 9 comprises at least fourteen fan blades 14 and at most twenty-four fan blades 14, preferably at least sixteen fan blades 14, preferably twenty-two fan blades 14.
  • the fan section 2 also includes a fan stator 16 fixedly mounted on the fan housing 12.
  • the fan stator 16 includes fixed blades 17 generally referred to as “fan blades.” outlet” (or “OGV”, for "Outlet Guide Variety” 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 contribute to the thrust of the engine.
  • This set of fixed blades also plays a role as a noise reducer.
  • the outlet blades 17 could have a variable pitch. If necessary, and similarly to the fan blades 14 of the fan rotor 9, the root of the outlet blades 17 is pivotally mounted along a pitch 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 comprises a low pressure compressor 4 and a high pressure compressor 5.
  • the low pressure compressor 4 comprises a rotor 41 capable of being driven in rotation 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 moving wheels 4a and the stator 42 of the low-pressure compressor 4 comprises fixed wheels 4b.
  • the moving wheels 4a are arranged alternately with the fixed wheels 4b, thus forming a succession of low-pressure compressor stages.
  • the high-pressure compressor 5 comprises a rotor 51 capable of being driven in rotation 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 moving wheels 5a and the stator 52 of the high-pressure compressor 5 comprises fixed wheels 5b.
  • the moving wheels 5a are arranged alternately with the fixed wheels 5b, thus forming a succession of high-pressure compressor stages.
  • the turbine section 30 comprises a high pressure turbine 7 and a low pressure turbine 8.
  • the high-pressure turbine 7 comprises a rotor 71 capable of being driven in rotation 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 comprises moving wheels 7a and the stator 72 of the high-pressure turbine 7 comprises fixed wheels 7b.
  • the moving wheels 7a are arranged alternately 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 driven in rotation 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 moving wheels 8a and the stator 82 of the low-pressure turbine 8 comprises fixed wheels 8b.
  • the moving wheels 8a are arranged alternately 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 X.
  • 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 81 of the low pressure turbine 8.
  • the reduction mechanism 19 thus makes it possible to independently control the rotation speed of the blower 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 A, the fan shaft 20, the reduction mechanism 19 and the fan 22 together form the “low pressure body” of the propulsion system 1.
  • the low pressure turbine 8 comprises at least three stages (as illustrated in the example of Figure 2) and at most eight stages.
  • the pressure ratio of the fan 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, preferably 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, i.e. from the surface which radially delimits on the inside the air flow vein at the inlet of the fan rotor 9 to the end edge 21 of the fan blade 14.
  • end edge is meant the edge of the fan blade 14 furthest from the axis of rotation X of the fan rotor 9 (top).
  • the peripheral speed at the end edge 21 of the fan blades 14 can furthermore be between 260 meters per second (ms 1 ) and 400 meters per second (ms 1 ) inclusive.
  • the fan pressure ratio can then be between 1.20 and 1.45.
  • the reduction mechanism 19 may comprise an epicyclic or planetary reduction mechanism, single-stage or two-stage.
  • FIG. 3 illustrates a reduction mechanism 19 of the planetary type (or “star” in English).
  • the reduction mechanism 19 comprises a sun gear 19a (input of the reduction mechanism 19), centered on an axis of rotation of the reduction mechanism 19 generally coincident with the longitudinal axis X and configured to be driven in rotation by the low-pressure shaft 11, a ring gear 19b (output of the reduction mechanism 19) coaxial with the sun gear 19a and configured to drive in rotation the fan shaft 20 about its axis X of rotation, and a series of satellites 19c distributed circumferentially about the axis X of rotation of the rotor 9 of the fan section 2, between the sun gear 19a and the ring gear 19b, each satellite 19c being meshed internally with the sun gear 19a and externally with the ring gear 19b.
  • 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.
  • FIG. 4 illustrates a reduction mechanism 19 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 driven in rotation by the planet carrier 19d.
  • the diameter of the crown 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 lower than the rotation speed of the low pressure shaft 11.
  • the present application proposes an aeronautical propulsion system sized so as to reduce the fuel consumption necessary for the production of a given thrust.
  • the propulsion system is sized so as to verify the following pair of relations:
  • the high-pressure body becomes too small, so that marginal losses become too large compared to the thrust provided by the high-pressure body.
  • gaps between the tips of the high-pressure turbine blades and the casing 31 of the propulsion system cannot be reduced beyond a certain limit.
  • the high-pressure body - in particular the high-pressure turbine blades - reaches a critical lower dimension, the size of these gaps and the associated energy losses become too large compared to the contribution of the high pressure body to the thrust.
  • the propulsion system 1 is configured to provide a maximum thrust of 51,000 Ibf (226,859 N), in particular between 18,000 Ibf (80,068 N) and 51,000 Ibf (226,859 N), possibly more precisely between 19,000 Ibf (84,516 N) and 38,000 Ibf (169,032 N), preferably between 20,000 Ibf (88,964 N) and 35,000 Ibf (155,688 N).
  • the diameter D of the shrouded fan rotor 9 is preferably less than 3.048 m.
  • the diameter D is preferably between 1.270 m and 3.048 m, more particularly between 2.159 m and 3.048 m, still preferably substantially equal to 2.286 m. This allows the integration of the propulsion system 1 in a conventional manner, in particular under a wing of the aircraft 1.
  • the diameter of the fan rotor 9 is measured here in a plane P1 normal to the longitudinal axis X, which corresponds to the axis of rotation of the fan rotor 9, at an intersection 24 between an end edge 21 and a leading edge 23 of the fan blades 14.
  • the propulsion system 1 has a high bypass ratio.
  • “high” bypass ratio it is meant a bypass ratio greater than or equal to 10, for example between 10 and 80 inclusive, preferably between 10 and 35 inclusive, preferably between 10 and 18 inclusive.
  • the bypass ratio 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.
  • the hub-to-head ratio corresponds to the ratio between the internal radius Ri and the external radius Re of the fan rotor 9.
  • the internal radius Ri corresponds to the distance between the axis of rotation X and the point of intersection between the leading edge 23 and the surface which radially delimits on the inside the flow vein 25 at the inlet of the fan rotor 9 (and corresponds to the point of connection of the leading edge 23 with the aerodynamic surface of a platform of the fan rotor 9).
  • the external radius Re corresponds to the distance between the axis of rotation X and the point of intersection 24 between the leading edge 23 and the end edge 21 of the fan blades (and corresponds to half the fan diameter D). The lower the hub-to-head ratio, the more efficient the fan rotor 9 is.
  • the reduction in the hub-to-head ratio of the fan rotor 9 implies an increase in the mechanical load of the hub 13 of the fan rotor 9.
  • the dimensioning of the fan rotor 9 is such that its hub-to-head ratio is less than or equal to 0.32.
  • the hub-to-head ratio is preferably between 0.22 and 0.32 inclusive. This makes it possible in particular to obtain advantageous thrust via the secondary air flow F2 compared to the flow entering the primary air flow F1.
  • the overall compression ratio of the propulsion system (in English, Overall Pressure Ratio or OPR) is defined as being the pressure ratio between the pressure at the outlet of the compressor - or in the case where the propulsion system comprises several compressors, of the compressor located furthest downstream of the flow - and the pressure at the inlet of the fan rotor 9, the latter being measured upstream of the foot of the fan rotor 9.
  • the pressure at the outlet of the compressor corresponds to the total pressure upstream of the combustion chamber 6.
  • the overall compression ratio is the ratio between the pressure at the outlet of the high-pressure compressor 5, which corresponds to the total pressure upstream of the combustion chamber 6, and the pressure at the inlet of the fan rotor 9 measured upstream of the foot of the fan rotor 9.
  • the overall compression ratio is less than or equal to 60, preferably between 40 and 60.
  • a high total compression ratio makes it possible to reduce the specific consumption in engine fuel, but increases the temperature downstream of the compressors, which can compromise the structural integrity of the materials forming the last compressor stages.
  • a high total compression ratio requires multiple compressor stages and therefore a high total compressor mass.
  • a total compression ratio between 40 and 60 allows for relatively low specific consumption while allowing a moderate temperature downstream of the compressors.
  • the BPR was increased, allowing a gain in specific consumption.
  • the fan diameter D was increased to maintain a maximum thrust close to the maximum thrust of the reference engine.
  • the overall compression ratio (OPR) was also increased, as was the temperature at the inlet of the high-pressure turbine rotor, thus improving the thermal efficiency of propulsion system 1.
  • This increase in temperature obtained for propulsion system 1 in accordance with this application, in points 5. and 6. of table 2, is made possible by the use of turbine disks whose manufacture involves powder metallurgy, and by a first low-pressure turbine stage comprising blades made of ceramic matrix composite material.
  • thermopropulsion efficiency is observed for propulsion system 1 conforming to the present application in comparison with the reference propulsion system.

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Abstract

Un système propulsif aéronautique, comprenant : - une section de soufflante (2) carénée comprenant une soufflante (22), la soufflante présentant un rotor de soufflante (9) comprenant des aubes (14), - un générateur de gaz (3) comprenant un arbre d'entraînement (10, 11 ) configuré pour entraîner, directement ou indirectement, le rotor de soufflante (9) en rotation, dans lequel: a. 0 ≤< P.D.10-4 ≤ 160 et b. 2.7. (P. D.10-4)0,6≤ 100.D2≤ BPR+ 1≤3.9(P.D.10-4)0.6 où D est un diamètre du rotor de soufflante en mètres qui est mesuré dans un plan normal à un axe (X) de rotation du rotor de soufflante (9), à l'intersection (24) entre un bord d'extrémité (21 ) et un bord d'attaque (23) des aubes du rotor de soufflante (9); P est une poussée générée par la soufflante (22) en Newton (N) lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage, dans une atmosphère standard et au niveau de la mer; et BPR est un taux de dilution du flux traversant le système propulsif, défini comme un rapport entre un débit massique d'un flux d'air secondaire (F2) s'écoulant dans le système propulsif autour du générateur de gaz (3), et d'un flux d'air primaire (F1 ) s'écoulant dans le générateur de gaz (3), mesuré lorsque le système propulsif (1 ) est stationnaire, non-installé, en régime correspondant à un décollage d'un aéronef comprenant le système propulsif aéronautique, dans une atmosphère standard et au niveau de la mer.

Description

DESCRIPTION
TITRE : SYSTEME PROPULSIF AERONAUTIQUE A SOUFFLANTE CARENEE ET A FORT TAUX DE DILUTION
DOMAINE TECHNIQUE
La présente divulgation concerne de manière générale le domaine des systèmes propulsifs, et plus particulièrement des systèmes propulsifs aéronautiques présentant une section de soufflante carénée et un taux de dilution élevé voire très élevé.
ETAT DE LA TECHNIQUE
Un système propulsif aéronautique 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 une turbine haute pression et une turbine basse pression.
Lorsque le système propulsif est en fonctionnement, 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.
Un des objectifs de recherche technologique est d’améliorer les performances environnementales des aéronefs. C’est pourquoi, dans toutes les phases de conception et de développement, les facteurs pertinents sont pris en compte 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, et ce dans un but d’amélioration de l'efficacité énergétique des aéronefs.
Par exemple, 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. De même, afin de limiter la traînée et la masse de l’aéronef, et ainsi réduire sa consommation de carburant, il a été constaté qu’il est avantageux de rendre les systèmes propulsifs plus compacts, c’est-à-dire de réduire l’encombrement de tout ou partie de leurs composants.
Toutefois, ce faisant, il apparaît que les composants tournants des systèmes propulsifs aéronautiques, notamment ceux présents au sein de la section de compresseur et de la section de turbine, sont soumis à des efforts centrifuges accrus, tout en présentant des dimensions plus réduites, ce qui est susceptible de complexifier la conception des systèmes propulsifs pour éviter d’altérer leur tenue mécanique et/ou limiter leur durée de vie.
RESUME
Un but du présent exposé est de réduire la consommation en carburant d’un système propulsif aéronautique sans pour autant limiter la durée de vie de ses composants tournants.
Ce but est atteint grâce à système propulsif aéronautique, comprenant :
- une section de soufflante carénée comprenant une soufflante, la soufflante présentant un rotor de soufflante comprenant des aubes,
- un générateur de gaz comprenant un arbre d’entraînement configuré pour entraîner, directement ou indirectement, le rotor de soufflante en rotation, dans lequel le système propulsif est dimensionné de sorte à vérifier le couple de relations suivant : a. 0 < P.D.10-4 < 160 et b. 2.7. ( v 3.9. (P.D. ÎO-4) J06 où D est un diamètre du rotor de soufflante en mètres qui est mesuré dans un plan normal à un axe de rotation du rotor de soufflante, au niveau d’une intersection entre un bord d’extrémité et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante ;
P est une poussée maximale générée par la soufflante en Newton lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage, dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; et BPR est un taux de dilution du flux traversant le système propulsif, défini comme un rapport entre un débit massique d’un flux d’air secondaire s’écoulant dans le système propulsif autour du générateur de gaz, et d'un flux d’air primaire s’écoulant dans le générateur de gaz, mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire, non-installé, en régime correspondant à un décollage d’un aéronef comprenant le système propulsif aéronautique, dans une atmosphère standard et au niveau de la mer.
Selon un mode de réalisation, le taux de dilution est compris entre 10 et 20 inclus.
Selon un mode de réalisation, le générateur de gaz comprend au moins un compresseur en aval de la soufflante, un taux de compression global du système propulsif étant compris entre 40 et 60 inclus, le taux de compression global étant défini comme un rapport de pression entre une pression totale mesurée en amont d’une chambre de combustion du système propulsif et une pression en entrée du rotor de soufflante mesurée en amont d’un pied du rotor de soufflante.
Selon un mode de réalisation, les aubes de la soufflante sont des aubes à calage fixe.
Selon un mode de réalisation, le système de propulsion aéronautique comprend un mécanisme de réduction couplant en rotation :
- l’arbre d’entrainement et
- un arbre de soufflante entraînant le rotor de soufflante, le système propulsif étant configuré pour entraîner l’arbre de soufflante à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement, un rapport de réduction du mécanisme de réduction étant préférentiellement supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11 , encore préférentiellement supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 6,0, encore préférentiellement supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 3,6, encore préférentiellement sensiblement de 3,0.
Selon un mode de réalisation, le diamètre du rotor de soufflante est supérieur ou égal à 1 ,270 m et inférieur ou égal à 3,048 m, préférentiellement supérieur ou égal à 2,159 m et inférieur ou égal à 3,048 m, encore préférentiellement sensiblement égal à 2,286 m.
Selon un mode de réalisation, un rapport moyeu-tête du rotor de soufflante est supérieur ou égal à 0,22 et inférieur ou égal à 0,32, préférentiellement supérieur ou égal à 0,235 et inférieur ou égal à 0,30, plus préférentiellement inférieur ou égal à 0,27, le rapport moyeu-tête étant défini comme par un rapport Rt/Re, où : - R, est un rayon interne du rotor de soufflante, mesuré entre l’axe de rotation X et un point d’intersection entre le bord d’attaque des aubes de soufflante et la surface aérodynamique d’une plateforme de rotor de soufflante délimitant radialement à l’intérieur la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante ;
- Re est un rayon externe du rotor de soufflante et est égal à une moitié du diamètre de soufflante.
Selon un mode de réalisation, le rotor de soufflante comprend au moins quatorze aubes et au plus vingt-quatre aubes, préférentiellement au moins seize aubes et au plus vingt-quatre aubes, encore préférentiellement vingt-deux aubes.
Selon un mode de réalisation, le générateur de gaz comprend un corps haute pression et un corps basse pression, le corps basse pression tournant à une vitesse de rotation inférieure au corps haute pression.
Selon un mode de réalisation, le corps basse pression comprend une turbine basse pression, la turbine basse pression présentant au moins trois étages et au plus huit étages.
Selon un mode de réalisation, le corps basse pression comprend un compresseur basse pression, le compresseur basse pression présentant au moins deux étages et au plus cinq étages.
Selon un mode de réalisation, le corps haute pression comprend une turbine haute pression, la turbine haute pression étant biétage.
Selon un mode de réalisation, le corps haute pression comprend un compresseur haute pression, le compresseur haute pression comprenant au moins huit et au plus onze étages.
Il est en outre proposé un aéronef comprenant un système propulsif aéronautique tel que défini précédemment.
Il est en outre proposé un procédé de fabrication d’un système propulsif aéronautique, le système propulsif comprenant :
- une section de soufflante carénée comprenant une soufflante, la soufflante présentant un rotor de soufflante comprenant des aubes,
- un générateur de gaz comprenant un arbre d’entraînement configuré pour entraîner, directement ou indirectement, le rotor de soufflante en rotation, le procédé de fabrication comprenant une étape de dimensionnement du rotor de soufflante au cours de laquelle un diamètre D du rotor de soufflante en mètres et mesuré dans un plan normal à un axe de rotation du rotor de soufflante, au niveau d’une intersection entre un bord d’extrémité et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante est choisi de sorte que : a. 0 < P.D.10-4 < 160 et b. 2.7. ( v 3.9. (P.D. ÎO-4) J06 où P est une poussée maximale générée par la soufflante en Newton lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage, dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; et BPR est un taux de dilution du flux traversant le système propulsif, défini comme un rapport entre un débit massique d’un flux d’air secondaire s’écoulant dans le système propulsif autour du générateur de gaz, et d'un flux d’air primaire s’écoulant dans le générateur de gaz, mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire, non-installé, en régime correspondant à un décollage d’un aéronef comprenant le système propulsif aéronautique, dans une atmosphère standard et au niveau de la mer.
PRESENTATION DES DESSINS
D’autres caractéristiques et avantages ressortiront encore de la description qui suit, laquelle est purement illustrative et non limitative, et doit être lue en regard des figures annexées, parmi lesquelles :
- 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 à section de soufflante carénée,
- la figure 3 représente de manière schématique un premier exemple de mécanisme de réduction planétaire,
- la figure 4 représente de manière schématique un premier exemple de mécanisme de réduction épicycloïdal,
- la figure 5 est un graphe représentant le domaine de dimensionnement du système propulsif aéronautique conforme à un mode de réalisation,
- la figure 6 représente de manière schématique une section de soufflante d’un système propulsif aéronautique. DESCRIPTION DETAILLEE D’UN MODE DE REALISATION
Dans l’exemple illustré sur la figure 1 , l’aéronef est un avion 100 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(s) 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 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 non représenté, 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 monté dans le système propulsif 1 . Le mécanisme de changement de pas permet d’ajuster l’angle de calage des aubes de soufflante 14 en fonction des phases de vol. Un tel mécanisme est connu dans son principe par l’homme du métier connaissant les architectures des systèmes propulsifs d’aéronef.
Le rotor de soufflante 9 comprend au moins quatorze aubes de soufflante 14 et au plus vingt-quatre aubes de soufflante 14, de préférence au moins seize aubes de soufflante 14, préférentiellement 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 Varie » 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 contribuer à la poussée du moteur. Cet ensemble d’aubes fixes joue aussi un rôle de réducteur 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.
La 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 entraine 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 entraine 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 81 de la turbine basse pression 8.
Le mécanisme de réduction 19 permet ainsi de maîtriser 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 A, 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 haute pression 5 par le biais de l’arbre haute pression 10.
La turbine haute pression 7, l’arbre haute pression 10 et le compresseur haute pression 5 forment ensemble le « corps haute pression » du système propulsif 1.
L’arbre basse pression 11 et l’arbre haute pression 10 peuvent être co-rotatifs, 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 huit étages.
Le compresseur basse pression A comprend au moins deux étages et au plus cinq 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 29 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.
Dans un système propulsif incluant un mécanisme de réduction 19 tel que celui qui est illustré sur la figure 2, le découplage entre la vitesse de rotation de la soufflante 22 et la vitesse de rotation de 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’améliorer 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, de préférence 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 bord d’extrémité 21 d’aube de soufflante 14. Par bord d’extrémité, on entend le bord de l’aube 14 de soufflante le plus éloigné de l’axe de rotation X du rotor de soufflante 9 (sommet).
La vitesse périphérique au bord d’extrémité 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.
Il convient de noter que, la figure 2 étant une vue partielle, le diamètre D n’y est que partiellement visible.
Le mécanisme de réduction 19 peut comprendre un mécanisme de réduction épicycloïdal ou planétaire, monoétage ou biétage.
Par exemple, la figure 3 illustre un mécanisme de réduction 19 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 un autre exemple, la figure 4 illustre un mécanisme de réduction 19 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. 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 inférieur ou égal à 11 , par exemple supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11 , préférentiellement supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 6,9, typiquement autour de 3,0.
On notera que, dans la présente demande, et sauf mention contraire, les paramètres (pression, débit, poussée, vitesse, etc.) sont systématiquement déterminés en conditions stationnaires, en « non-installé », c’est-à-dire sur banc d’essai et non installé sur un aéronef (les mesures étant alors plus simples à réaliser), en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer. De telles conditions sont par exemples telles que définies dans le manuel de l’Organisation de l’aviation civile internationale (OÀCI), Doc 7488/3, 3e édition. Il peut être considéré toute autre condition normative équivalente qui est indiquée pour les certifications des systèmes propulsifs d’aéronef telles que les normes de l’EÀSÀ (European Union Aviation Safety Agency), telles que ses normes « Certification Specification - Engines » (CS-E) ou ses normes TCDS « Type Certificate Data Sheets ». Un autre texte normatif peut être le règlement de certification américain 14-CFR. Les distances (longueur, rayon, diamètre) sont en revanche mesurées à température ambiante (environ 20°C) lorsque le système propulsif 1 est à froid, c’est-à-dire lorsque le système propulsif est à l’arrêt depuis une période suffisante pour que les pièces du système propulsif soient à température ambiante.
La présente demande propose un système propulsif aéronautique dimensionné de sorte à réduire la consommation de carburant nécessaire pour la production d’une poussée donnée. Selon son mode de réalisation le plus général, le système propulsif est dimensionné de sorte à vérifier le couple de relations suivant :
1 ) 0 < P. D.10-4 < 160 et
2) 2.7. ( 3.9. (P. D. 1O -4)0 6 où D représente le diamètre du rotor de soufflante, mesuré dans un plan normal à l’axe X de rotation du rotor de soufflante 9, à l’intersection 24 entre un bord d’extrémité 21 et un bord d’attaque 23 des aubes 14 du rotor de soufflante 9 ; et P représente une poussée maximale fournie par la soufflante du système propulsif, exprimée en Newton. Par souci de concision, on définira par la suite les expressions X = P.D. 10 4
100 Z)2 > i et Y = — BPR : + , de sorte que les inequations 1 et 2 p reuvent s’ecrire
1. 0 < X < 160
2. 2.7. 06 < Y < 3.9. X06.
Les coefficients 2,7 et 3,9 de l’inéquation 2 présentent les dimensions adéquates pour que les trois termes de l’inéquation aient la même dimension.
En référence à la figure 5, on définit ainsi un domaine dans lequel on effectue le dimensionnement du système propulsif. Lorsque le système propulsif est un système à double corps, comprenant un corps haute pression et un corps basse pression, l’expression X, qui correspond à l’abscisse de la figure 5, permet de représenter un couple fourni par le corps basse pression. L’expression Y, quant à elle, correspond à l’ordonnée de la figure 5 et est une représentation indirecte de la taille du corps haute pression vue par l’air qui le traverse (dite « taille thermodynamique »). Plus la taille du corps haute pression est importante, plus le débit massique d’air passant dans ce corps est élevé.
Ainsi, l’équation 1 définit une valeur maximale du couple fourni par le corps basse pression, tandis que l’équation 2 définit des bornes inférieures et supérieures de la taille thermodynamique du corps haute pression pour un couple d’arbre basse pression voulu. Le domaine délimité par ces équations correspond à la zone de la figure 5 comprise entre les deux courbes et la limite X = 160, et présente les avantages suivants :
- une amélioration significative de la consommation de carburant pour une poussée P donnée. En effet, l’inéquation 2.7. X06 < Y définit une limite supérieure de dimension pour le rotor de soufflante, au-delà de laquelle la consommation de carburant devient trop importante,
- une possibilité d’exploitation industrielle. En d’autres termes, les dimensions du système propulsif et/ou les matériaux qui permettent de vérifier l’inéquation Y < 3.9. X06 sont réalistes.
En dessous de cette limite, le corps haute pression devient trop petit, de sorte que des pertes marginales deviennent trop importantes par rapport à la poussée fournie par le corps haute pression. Par exemple, et de façon purement illustrative, des écarts entre les sommets des aubes de turbine haute pression et le carter 31 du système propulsif ne peuvent pas être réduits au-delà d’une certaine limite. Lorsque le corps haute pression - notamment les aubes de turbine haute pression - atteint une dimension inférieure critique, la taille de ces écarts et les pertes d’énergie associées deviennent trop importants par rapport à la contribution du corps haute pression à la poussée.
En outre, la réduction de taille (ou downsizing) du corps haute pression nécessite une augmentation de la température dans la chambre de combustion 6, et donc des matériaux capables de supporter des températures élevées. En deçà d’une limite inférieure de taille de corps haute pression, aucun matériau connu n’est capable de supporter l’augmentation de température correspondante.
En comparaison avec les systèmes propulsifs aéronautiques connus de l’état de la technique, le système propulsif conforme à la présente demande comprend un corps haute pression de petite taille (radialement et axialement) et un corps basse pression de grande taille (en particulier radialement). Un avantage d’une telle configuration est d’améliorer le rendement du corps haute pression, c’est-à dire de permettre une consommation de carburant spécifique (en anglais specific fuel consumption ou SFC) moindre pour une même puissance fournie par le corps haute pression.
Le système propulsif 1 est configuré pour fournir une poussée maximale de 51 000 Ibf (226 859 N), notamment comprise entre 18 000 Ibf (80 068 N) et 51 000 Ibf (226 859 N), possiblement plus précisément entre 19 000 Ibf (84 516 N) et 38 000 Ibf (169 032 N) , de préférence entre 20 000 Ibf (88 964 N) et 35 000 Ibf (155 688 N).
Le diamètre D du rotor de soufflante 9 carénée est de préférence inférieur à 3,048 m. Le diamètre D est de préférence compris entre 1 ,270 m et 3,048 m, plus particulièrement entre 2,159 m et 3,048 m, encore préférentiellement sensiblement égal à 2,286 m. Ceci qui permet l’intégration du système propulsif 1 de manière conventionnelle, en particulier sous une aile de l’aéronef 1. Le diamètre du rotor de soufflante 9 est mesuré ici dans un plan P1 normal à l’axe longitudinal X, qui correspond à l’axe de rotation du rotor de soufflante 9, au niveau d’une intersection 24 entre un bord d’extrémité 21 et un bord d’attaque 23 des aubes de soufflante 14.
Afin d’améliorer le rendement propulsif du système propulsif 1 et de réduire sa consommation spécifique ainsi que le bruit émis par la section de soufflante 2, le système propulsif 1 présente un taux de dilution (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, de préférence compris entre 10 et 35 inclus, de préférence 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. Un système propulsif 1 tel que proposé, présentant ces valeurs de diamètre, de poussée maximale et de taux de dilution, respecte les deux inéquations 1 et 2 définies plus haut.
Le rapport moyeu-tête correspond au rapport entre le rayon interne Ri et le rayon externe Re du rotor de soufflante 9. Le rayon interne Ri correspond à la distance entre l’axe de rotation X et le point d’intersection entre le bord d’attaque 23 et la surface qui délimite radialement à l’intérieur la veine 25 d’écoulement en entrée du rotor de soufflante 9 (et correspond au point de raccordement du bord d’attaque 23 avec la surface aérodynamique d’une plateforme du rotor de soufflante 9). Le rayon externe Re correspond à la distance entre l’axe de rotation X et le point d’intersection 24 entre le bord d’attaque 23 et le bord d’extrémité 21 des aubes de soufflante (et correspond à la moitié du diamètre D de soufflante). Plus le rapport moyeu-tête est faible, plus le rotor de soufflante 9 est performant. Toutefois, la diminution du rapport moyeu-tête du rotor de soufflante 9 implique une augmentation de la charge mécanique du moyeu 13 du rotor de soufflante 9. Le dimensionnement du rotor de soufflante 9 est tel que son rapport moyeu-tête est inférieur ou égal à 0,32. Le rapport moyeu-tête est de préférence compris entre 0,22 et 0,32 inclus. Ceci permet en particulier d’obtenir une poussée avantageuse via le flux d’air secondaire F2 par rapport au débit entrant dans le flux d’air primaire F1 .
Le taux de compression global du système propulsif (en anglais, Overall Pressure Ratio ou OPR) est défini comme étant le rapport de pression entre la pression en sortie du compresseur - ou dans le cas où le système propulsif comprend plusieurs compresseurs, du compresseur situé le plus en aval de l’écoulement - et la pression en entrée du rotor de soufflante 9, cette dernière étant mesurée en amont du pied du rotor de soufflante 9. La pression en sortie du compresseur correspond à la pression totale en amont de la chambre de combustion 6.
Ainsi, pour un système propulsif à double corps tel que celui représenté sur la figure 2, le taux de compression global est le rapport entre la pression en sortie du compresseur haute pression 5, qui correspond à la pression totale en amont de la chambre de combustion 6, et la pression en entrée du rotor de soufflante 9 mesurée en amont du pied du rotor de soufflante 9. Avantageusement, le taux de compression global est inférieur ou égal à 60, de préférence compris entre 40 et 60. Un taux de compression total élevé permet de diminuer la consommation spécifique en carburant du moteur, mais augmente la température en aval des compresseurs, ce qui peut compromettre l’intégrité structurelle des matériaux formant les derniers étages de compresseur. En outre, un taux de compression total élevé nécessite plusieurs étages de compresseur et donc une masse totale des compresseurs élevée. Ainsi, un taux de compression total compris entre 40 et 60 permet une consommation spécifique relativement faible tout en permettant une température modérée en aval des compresseurs.
Le tableau 2 ci-dessous présente un exemple comparatif entre un système propulsif de référence correspondant au standard technique actuel (à la date de dépôt de la présente demande), que l’on cherche à améliorer, et un système propulsif 1 compris dans le domaine de dimensionnement défini par les inéquations 1 et 2. Le système propulsif standard et le système propulsif 1 conforme à la présente demande sont tous deux du type à double corps et comprennent une section de soufflante carénée. Les températures en entrée du rotor de turbine basse pression (point 6.) sont des températures Red Line (ou R/L), c’est-à-dire correspondant à des valeurs limites au-delà desquelles le système propulsif concerné n’est pas prévu pour fonctionner de façon ordinaire.
[Table 1 ]
Pour passer du système propulsif de référence au système propulsif 1 conforme à la présente demande, le BPR a été augmenté, permettant un gain de consommation spécifique. Le diamètre de soufflante D a été augmenté pour permettre de conserver une poussée maximale proche de la poussée maximale du moteur de référence. Le taux de compression globale (OPR) a également été augmenté, ainsi que la température en entrée du rotor de turbine haute pression, permettant ainsi d’améliorer le rendement thermique du système propulsif 1. Cette augmentation de température obtenue pour le système propulsif 1 conforme à la présente demande, aux points 5. et 6. du tableau 2, est rendue possible grâce à l’utilisation de disques de turbine dont la fabrication fait intervenir la métallurgie des poudres, et grâce à un premier étage de turbine basse pression comprenant des aubes en matériau composite à matrice céramique.
Une amélioration du rendement thermopropulsif d’environ 10% est constatée pour le système propulsif 1 conforme à la présente demande en comparaison avec le système propulsif de référence.

Claims

REVENDICATIONS
1. Système propulsif aéronautique, comprenant :
- une section de soufflante (2) carénée comprenant une soufflante (22), la soufflante présentant un rotor de soufflante (9) comprenant des aubes (14),
- un générateur de gaz (3) comprenant un arbre d’entraînement (10, 11 ) configuré pour entraîner, directement ou indirectement, le rotor de soufflante (9) en rotation, dans lequel le système propulsif (1 ) est dimensionné de sorte à vérifier le couple de relations suivant : a. 0 < P. .10-4 < 160 et b. 2.7. ( v 3.9. (P.D. 1O-4) J06 où D est un diamètre du rotor de soufflante en mètres qui est mesuré dans un plan normal à un axe (X) de rotation du rotor de soufflante (9), au niveau d’une intersection (24) entre un bord d’extrémité (21 ) et un bord d’attaque (23) des aubes (14) du rotor de soufflante (9) ;
P est une poussée maximale générée par la soufflante (22) en Newton (N) lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage, dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; et BPR est un taux de dilution du flux traversant le système propulsif (1 ), défini comme un rapport entre un débit massique d’un flux d’air secondaire (F2) s’écoulant dans le système propulsif autour du générateur de gaz (3), et d'un flux d’air primaire (F1 ) s’écoulant dans le générateur de gaz (3), mesuré lorsque le système propulsif (1 ) est stationnaire, non-installé, en régime correspondant à un décollage d’un aéronef comprenant le système propulsif aéronautique, dans une atmosphère standard et au niveau de la mer.
2. Système propulsif aéronautique selon la revendication 1 , dans lequel le taux de dilution (BPR) est compris entre 10 et 20 inclus.
3. Système propulsif aéronautique selon la revendication 1 ou 2, dans lequel le générateur de gaz comprend au moins un compresseur en aval de la soufflante, un taux de compression global (OPR) du système propulsif étant compris entre 40 et 60 inclus, le taux de compression global étant défini comme un rapport de pression entre une pression totale mesurée en amont d’une chambre de combustion (6) du système propulsif et une pression en entrée du rotor de soufflante (9) mesurée en amont d’un pied du rotor de soufflante (9).
4. Système propulsif aéronautique selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, les aubes (1 ) de la soufflante étant des aubes à calage fixe.
5. Système propulsif aéronautique selon l’une quelconque des revendications 1 à 4 comprenant un mécanisme de réduction (19) couplant en rotation :
- l’arbre d’entrainement (10, 11 ) et
- un arbre de soufflante (20) entraînant le rotor de soufflante (9), le système propulsif étant configuré pour entraîner l’arbre de soufflante (20) à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre d’entraînement (10, 11 ), un rapport de réduction du mécanisme de réduction (19) étant préférentiellement supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11 , encore préférentiellement supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 6,0, encore préférentiellement supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 3,6, encore préférentiellement sensiblement de 3,0.
6. Système propulsif aéronautique selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel le diamètre (D) du rotor de soufflante (9) est supérieur ou égal à 1 ,270 m et inférieur ou égal à 3,048 m, préférentiellement supérieur ou égal à 2,159 m et inférieur ou égal à 3,048 m, encore préférentiellement sensiblement égal à 2,286 m.
7. Système propulsif aéronautique selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel un rapport moyeu-tête du rotor de soufflante (9) est supérieur ou égal à 0,22 et inférieur ou égal à 0,32, préférentiellement supérieur ou égal à 0,235 et inférieur ou égal à 0,30, plus préférentiellement inférieur ou égal à 0,27, le rapport moyeu-tête étant défini comme par un rapport Rt/Re, où :
- R, est un rayon interne du rotor de soufflante (9), mesuré entre l’axe de rotation X et un point d’intersection entre le bord d’attaque (23) des aubes (14) de soufflante et la surface aérodynamique d’une plateforme de rotor de soufflante (9) délimitant radialement à l’intérieur la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante (9) ;
- Re est un rayon externe du rotor de soufflante (9) et est égal à une moitié du diamètre (D) de soufflante.
8. Système propulsif aéronautique selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel le rotor de soufflante (9) comprend au moins quatorze aubes (14) et au plus vingt-quatre aubes, préférentiellement au moins seize aubes et au plus vingt-quatre aubes, encore préférentiellement vingt-deux aubes.
9. Système propulsif aéronautique selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel le générateur de gaz (3) comprend un corps haute pression et un corps basse pression, le corps basse pression tournant à une vitesse de rotation inférieure au corps haute pression.
10. Système propulsif aéronautique selon la revendication 9, dans lequel le corps basse pression comprend une turbine basse pression (8), la turbine basse pression (8) présentant au moins trois étages et au plus huit étages.
11. Système propulsif aéronautique selon l’une des revendications 9 ou 10, dans lequel le corps basse pression comprend un compresseur basse pression (4), le compresseur basse pression (4) présentant au moins deux étages et au plus cinq étages.
12. Système propulsif aéronautique selon l’une quelconque des revendications 9 à 11 , dans lequel le corps haute pression comprend une turbine haute pression (7), la turbine haute pression (7) étant biétage.
13. Système propulsif aéronautique selon l’une quelconque des revendications 9 à 12, dans lequel le corps haute pression comprend un compresseur haute pression (5), le compresseur haute pression (5) comprenant au moins huit et au plus onze étages.
14. Aéronef comprenant un système propulsif aéronautique selon l’une quelconque des revendications 1 à 13.
15. Procédé de fabrication d’un système propulsif aéronautique, le système propulsif comprenant :
- une section de soufflante (2) carénée comprenant une soufflante (22), la soufflante présentant un rotor de soufflante (9) comprenant des aubes (14),
- un générateur de gaz (3) comprenant un arbre d’entraînement (10, 11 ) configuré pour entraîner, directement ou indirectement, le rotor de soufflante (9) en rotation, le procédé de fabrication comprenant une étape de dimensionnement du rotor de soufflante (9) au cours de laquelle un diamètre D du rotor de soufflante (9) en mètres et mesuré dans un plan normal à un axe (X) de rotation du rotor de soufflante (9), au niveau d’une intersection (24) entre un bord d’extrémité (21 ) et un bord d’attaque (23) des aubes (14) du rotor de soufflante (9) est choisi de sorte que : a. 0 < P.D.10-4 < 160 et b. 2.7. ( v 3.9. (P.D. ÎO-4) J06 où P est une poussée maximale générée par la soufflante (22) en Newton (N) lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage, dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; et BPR est un taux de dilution du flux traversant le système propulsif, défini comme un rapport entre un débit massique d’un flux d’air secondaire (F2) s’écoulant dans le système propulsif autour du générateur de gaz (3), et d'un flux d’air primaire (F1 ) s’écoulant dans le générateur de gaz (3), mesuré lorsque le système propulsif (1 ) est stationnaire, non-installé, en régime correspondant à un décollage d’un aéronef comprenant le système propulsif aéronautique, dans une atmosphère standard et au niveau de la mer.
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