FR2897655A1

FR2897655A1 - Turbopropulseur double flux

Info

Publication number: FR2897655A1
Application number: FR0753145A
Authority: FR
Inventors: Brandon Flowers Powell; John Jared Decker
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2006-02-13
Filing date: 2007-02-08
Publication date: 2007-08-24
Anticipated expiration: 2027-02-08
Also published as: FR2897655B1; RU2007105307A; GB2435076A; GB0702698D0; CA2576696C; US7614210B2; CN101021181B; GB2435076B; CN101021181A; RU2472961C2; CA2576696A1; JP5372332B2; JP2007218255A; US20070186535A1

Abstract

Un moteur à turbopropulseur à cycle variable (10) comporte une première et une seconde soufflante (14, 16) reliées indépendamment à des turbines respectives (26, 24). Un premier conduit secondaire (46) entoure un générateur de gaz disposé en communication par écoulement avec la seconde soufflante (16). Un second conduit secondaire (48) entoure le premier conduit secondaire (46) en communication par écoulement avec la première soufflante (14). Une première tuyère d'éjection (66) est reliée à la fois au générateur de gaz et au premier conduit secondaire (46). D'autre part, une seconde tuyère d'éjection (68) est reliée au second conduit secondaire (48).

Description

B 07-0130 FR

Au nom de : GENERAL ELECTRIC COMPANY Turbopropulseur double flux Invention de : POWELL Brandon Flowers DECKER John Jared Priorité d'une demande de brevet déposée aux États-Unis d'Amérique le 13 février 2006 sous le n 11/352.673 Turbopropulseur double flux

La présente invention concerne de façon générale les turbomoteurs et de façon plus spécifique, un moteur à cycle variable pour propulser un aéronef à une vitesse de vol supersonique. Les turbomoteurs à turbopropulseur courants pour aéronef comportent une soufflante monoétage entraînée par une turbine basse pression (LPT). Un compresseur axial à plusieurs étages fait suite à la turbine pour davantage pressuriser l'air qui est mélangé avec du carburant dans une chambre de combustion pour générer des gaz chauds de combustion. De l'énergie est extraite des gaz de combustion dans une turbine haute pression (HPT) qui alimente le compresseur. La soufflante et le compresseur sont raccordés aux rotors correspondants de la LPT et de la HPT par des arbres ou tiroirs d'entraînement indépendants. De cette manière, on peut contrôler indépendamment les lignes de fonctionnement de la soufflante et du compresseur durant les diverses parties du domaine de vol, incluant le décollage, l'ascension, la croisière, l'approche et l'atterrissage sur la piste. Les moteurs à turbopropulseur sont agencés en deux configurations distinctes. Une configuration comporte un conduit ou fuseau-moteur court entourant la soufflante selon une configuration à grand taux de dilution comportant des tuyères d'éjection séparées de soufflante et de générateur de gaz pour évacuer séparément l'air pressurisé par la soufflante et les gaz de combustion générés dans le générateur de gaz. Une seconde configuration du moteur à turbopropulseur comporte un conduit ou fuseau-moteur long entourant la soufflante et se prolongeant jusqu'à l'extrémité arrière du moteur dans une tuyère d'éjection commune qui évacue à la fois l'air pressurisé de la soufflante et les gaz de combustion d'échappement. Dans les deux configurations, un conduit secondaire court ou long entoure le générateur de gaz pour dériver ou détourner une partie de l'air pressurisé de la soufflante autour du générateur de gaz, incluant le compresseur haute pression inclus ayant une capacité d'écoulement limitée. Dans la configuration de fuseau-moteur court, le conduit secondaire de la soufflante est court d'une façon correspondante et se termine par une tuyère de soufflante indépendante.

Dans la configuration de conduit long, le conduit secondaire s'étend de la soufflante vers l'aval de la LPT et rejoint typiquement l'air secondaire avec l'écoulement d'échappement de combustion avant de s'évacuer dans la tuyère d'éjection commune.

Le moteur d'aéronef à turbopropulseur courant et ses deux rotors indépendants est typiquement configuré pour propulser un aéronef à des vitesses subsoniques bien au-dessous de Mach 1. Toutefois, pour un aéronef supersonique militaire ou commercial, la taille, le poids et la complexité du moteur à turbopropulseur augmentent sensiblement pour produire la quantité accrue de poussée de propulsion requise pour accélérer l'aéronef jusqu'à une vitesse supersonique supérieure à Mach 1, et maintenir cette vitesse supersonique durant un fonctionnement en croisière prolongé. L'avion d'affaires à réaction (SSBJ) est conçu pour maintenir un fonctionnement supersonique en croisière, nécessitant cependant un rendement commercialement viable du moteur, et des niveaux réglementaires acceptables du bruit d'échappement. La génération de bruit dans un aéronef supersonique est un problème de conception significatif pour satisfaire divers règlements publics concernant le bruit, typiquement les plus sévères au voisinage immédiat d'un aéroport. En conséquence, l'art antérieur regorge de configurations diverses de moteurs à turbopropulseur à cycle variable spécifiquement configurés pour propulser un aéronef à une vitesse supersonique. La taille, le poids et la complexité de ces divers moteurs à turbopropulseur à cycle variable varient considérablement, ainsi que leur rendement aérodynamique et le niveau de bruit généré durant le fonctionnement. Des compromis substantiels dans la conception des divers composants du moteur d'aéronef supersonique doivent être effectués pour tenter d'équilibrer les objectifs de conception contradictoires pour obtenir de hautes performances. Une forme de moteur à cycle variable comporte une FLADE, acronyme de soufflante sur pale . La FLADE est une forme spéciale de soufflante incluant des pales de soufflante relativement grandes ayant une extension de pointe radialement externe définie par une enveloppe intégrée sur une étendue partielle. Le profil de la FLADE ou la partie externe de la pale de soufflante au-dessus de l'enveloppe est spécifiquement configuré selon un profil aérodynamique pour pressuriser efficacement l'air de pointe s'écoulant en aval à travers un conduit secondaire annulaire correspondant entourant le générateur de gaz. Cet air secondaire de FLADE peut alors être utilisé sous diverses formes de tuyères d'éjection spécialisées pour atténuer le bruit acoustique durant les parties désirées du domaine de vol.

Un problème substantiel dans l'incorporation des FLADE dans les moteurs à turbopropulseur est la force centrifuge additionnelle qu'elles génèrent durant le fonctionnement, qui doit être prise en compte par le profil interne et le disque support du rotor. Le profil de la FLADE externe et son enveloppe interne intégrée créent des charges centrifuges importantes durant le fonctionnement en rotation de la soufflante et en conséquence, nécessitent un profil interne plus épais et un disque support de rotor plus grand pour amener les charges centrifuges à l'intérieur de limites de contrainte convenables pour assurer une longue durée de vie de la soufflante. Le profil plus épais de la soufflante diminue lui-même le rendement aérodynamique et les performances du profil, réduisant de façon correspondante le rendement global du moteur. En conséquence, la FLADE peut être utilisée pour fournir de l'air pressurisé pour les tuyères acoustiques, autorisant un taux de pression de soufflante plus grand dans le moteur à turbopropulseur à des niveaux de bruit équivalents à des cycles de moteurs plus grands à taux de pression de soufflante inférieur. Dans les configurations en croisière subsonique, un moteur à turbopropulseur à écoulement mélangé à FLADE peut présenter une amélioration de performances par rapport à un moteur à cycle variable à FLADE mais des performances seulement marginalement meilleures par rapport au moteur classique à turbopropulseur à écoulement mélangé.

Le moteur à FLADE peut profiter de l'avantage d'une poussée accrue par unité d'écoulement d'air au prix considérable de l'augmentation des charges centrifuges provenant des profils de FLADE, et un accroissement correspondant du poids du moteur pour sa prise en compte, ainsi que des pénalités de performances aérodynamiques dues au profil de soufflante support plus épais au-dessous de la FLADE. De plus, l'introduction de la FLADE dans un moteur à turbopropulseur comporte typiquement des ailettes de guidage d'entrée (IGV) avant l'étage de soufflante à FLADE, ainsi que des ailettes de guidage de sortie (OGV) qui suivent l'étage à FLADE. Ces ailettes de guidage sont utilisées pour accroître le rendement aérodynamique, mais nécessitent une augmentation correspondante de la longueur du moteur, et une augmentation correspondante du poids et de la complexité. Le dilemme auquel est confronté le concepteur de moteur en configurant un moteur d'aéronef supersonique pratique est l'équilibre fragile entre la configuration aérodynamique, la solidité mécanique, le bruit d'échappement, la taille, le poids et la complexité des divers composants du moteur à turbopropulseur qui sont typiquement mutuellement liés.

En conséquence, on désire fournir un moteur à turbopropulseur pour aéronef supersonique ayant des performances, un rendement et une atténuation de bruit, améliorés. Un moteur à turbopropulseur à cycle variable comporte une première et une seconde soufflante raccordées indépendamment à des turbines respectives. Un premier conduit secondaire entoure un générateur de gaz disposé en communication par écoulement avec la seconde soufflante. Un second conduit secondaire entoure le premier conduit secondaire en communication par écoulement avec la première soufflante. Une première tuyère d'éjection est raccordée à la fois au générateur de gaz et au premier conduit secondaire. D'autre part, une seconde tuyère d'éjection est raccordée au second conduit secondaire. Dans un mode de réalisation, le moteur comprend en outre une rangée d'ailettes de guidage de sortie disposées dans une extrémité d'entrée dudit second conduit secondaire en dehors de ladite seconde soufflante en communication par écoulement direct avec ladite première soufflante. Dans un mode de réalisation, le moteur comprend en outre un châssis de soufflante disposé entre ladite seconde soufflante et le compresseur, et incluant une rangée de supports se prolongeant radialement vers l'extérieur à travers lesdits premier et second conduits secondaires en arrière desdites ailettes de guidage de sortie. Dans un mode de réalisation, lesdites première et seconde soufflantes ont des configurations de profil opposées pour rotation contraire lorsqu'elles sont entraînées par lesdites turbines correspondantes. Dans un mode de réalisation, le moteur comprend en outre : un premier carter entourant ledit compresseur ; un deuxième carter espacé en dehors dudit premier carter de manière à définir ledit premier conduit secondaire ; un troisième carter espacé en dehors dudit deuxième carter de manière à définir ledit second conduit secondaire ; ladite seconde soufflante s'étendant radialement vers l'extérieur à travers ledit premier conduit secondaire jusqu'audit deuxième carter ; et ladite première soufflante s'étendant radialement vers l'extérieur à travers ledit second conduit secondaire jusqu'audit troisième carter. Dans un mode de réalisation, ladite première soufflante est raccordée par un premier tiroir à une troisième turbine ; ladite seconde soufflante est raccordée indépendamment par un deuxième tiroir à une deuxième turbine en avant de ladite troisième turbine ; ledit compresseur est raccordé indépendamment par un troisième tiroir à une première turbine en avant de ladite deuxième turbine ; et lesdites première et seconde tuyères d'éjection sont disposées en communication par écoulement indépendant respectivement avec lesdits premier et second conduits secondaires, pour commander indépendamment les lignes de fonctionnements desdites premières et seconde soufflantes. Dans un mode de réalisation, lesdites première et seconde tuyères d'éjection sont configurées pour une aire variable. Dans un mode de réalisation, ladite seconde tuyère d'éjection est disposée de manière concentrique à l'intérieur de ladite première tuyère d'éjection. Dans un mode de réalisation, le moteur comprend en outre : un bouchon central disposé de manière coaxiale à l'intérieur de ladite première tuyère d'éjection ; une rangée de supports d'inversion d'écoulement disposés en communication par écoulement entre ledit second conduit secondaire et ledit bouchon ; et ladite seconde tuyère d'éjection est disposée à l'intérieur dudit bouchon en communication par écoulement avec lesdits supports d'inversion.

Dans un mode de réalisation, le moteur comprend en outre un injecteur secondaire d'aire variable disposé à l'extrémité arrière dudit premier conduit secondaire pour contrôler l'écoulement secondaire dans ladite première tuyère d'éjection. L'invention, selon des modes de réalisation préférés et des exemples, ainsi que d'autres objectifs et avantages de celle-ci, est plus particulièrement décrite dans la description détaillée suivante effectuée conjointement avec les dessins annexés, dans lesquels : la figure 1 est une vue axiale schématique d'un moteur à turbopropulseur à cycle variable pour aéronef supersonique.

La figure 2 est une vue sous une forme plane d'une partie du moteur illustré sur la figure 1, et prise globalement le long de la ligne 2-2. Est illustré schématiquement sur la figure 1 un moteur à turbopropulseur à cycle variable 10 configuré pour propulser un aéronef (non représenté) en vol à des vitesses de vol subsoniques à supersoniques dépassant Mach 1. Le moteur à turbopropulseur 10 est axialement symétrique par rapport à un axe de ligne centrale longitudinale ou axiale 12 et peut être convenablement monté sur l'aile ou le fuselage de l'aéronef, comme désiré. Le moteur 10 comporte une première soufflante 14, une seconde soufflante 16, un compresseur haute pression 18, une chambre de combustion 20, une première turbine ou turbine haute pression (HPT) 22, une deuxième turbine ou turbine à pression intermédiaire (IPT) 24, une troisième turbine ou turbine basse pression (LPT) 26, et un conduit d'échappement 28 disposé en communication par écoulement en série de façon coaxiale le long de l'axe de ligne centrale 12. L'air ambiant 30 entre dans le moteur par l'intermédiaire de son admission et est ensuite pressurisée par les soufflantes et le compresseur et mélangé avec le carburant dans la chambre de combustion 20 pour générer des gaz chauds de combustion 32. De l'énergie est extraite des gaz de combustion dans les trois turbines pour alimenter les soufflantes et le compresseur, les gaz de combustion étant évacués par l'intermédiaire du conduit d'échappement 28.

La première soufflante 14 est raccordée à un premier tiroir ou arbre d'entraînement 34. La seconde soufflante 16 est raccordée à la deuxième turbine 24 par un deuxième tiroir ou arbre d'entraînement 36. Le compresseur 18 est également raccordé à la première turbine 22 par un troisième tiroir ou arbre 38, les trois arbres d'entraînement étant coaxiaux et concentriques entre eux.

Un premier carter annulaire 40 entoure le générateur de gaz, incluant le compresseur 18, la chambre de combustion 20 et la HPT 22, et se prolonge vers l'arrière en passant par la deuxième et la troisième turbine 24, 26. Un deuxième carter annulaire 42 est espacé radialement vers l'extérieur ou en dehors du premier carter 40, concentrique avec celui-ci. Un troisième carter annulaire 44 est également espacé radialement en dehors du deuxième carter 42 et concentrique avec celui-ci. Le premier et le deuxième carter 40, 42, définissent radialement entre eux un conduit interne annulaire ou premier conduit secondaire 46 qui entoure de manière coaxiale le générateur de gaz, incluant le compresseur 18 en communication par écoulement avec la seconde soufflante 16, pour recevoir une partie de l'air pressurisé 30 qui en provient. Le premier conduit secondaire 46 se prolonge axialement en longueur depuis son extrémité d'entrée avant et derrière la seconde soufflante 16, autour du générateur de gaz, et se termine à son extrémité arrière dans le conduit d'échappement commun 28 pour le générateur de gaz et en conséquence, contourne le générateur de gaz.

Le deuxième et le troisième carter 42, 44, définissent radialement entre eux un conduit externe annulaire ou second conduit secondaire 48 qui entoure de manière coaxiale la seconde soufflante 16 et le conduit secondaire intérieur 46 en communication par écoulement avec la pointe radialement externe de la première soufflante 14. Le conduit secondaire externe 48 se prolonge axialement en longueur depuis son extrémité d'entrée juste derrière la première soufflante 14 jusqu'à son extrémité de sortie disposée axialement en arrière du générateur de gaz et de la troisième turbine 26 à l'extrémité arrière du conduit secondaire interne 46. Les deux conduits secondaires 46, 48, sont concentriques entre eux et se prolongent depuis les soufflantes en amont selon une configuration de conduit long sur la majeure partie de la longueur axiale du moteur pour contourner le générateur de gaz interne avec deux courants concentriques d'écoulement d'air provenant des deux soufflantes. En particulier, la première soufflante 14 est de grand diamètre et se prolonge radialement vers l'extérieur à travers l'étendue radiale de la seconde soufflante de petit diamètre 16 et du premier conduit secondaire 46 disposé juste derrière elle, et de plus, se prolonge radialement vers l'extérieur au-dessus de l'étendue radiale de l'extrémité d'entrée du second conduit secondaire 48 pour se terminer dans un petit espacement radial ou espace juste au-dessous de la surface interne du troisième carter 44 entourant la première soufflante. De façon correspondante, la seconde soufflante de petit diamètre 16 se prolonge radialement vers l'extérieur à la fois à travers l'extrémité d'entrée du générateur de gaz conduisant au compresseur 18 et l'extrémité d'entrée du premier conduit secondaire 46 pour se terminer dans un petit espacement radial ou espace à l'intérieur de l'extrémité d'entrée du deuxième carter 48 qui l'entoure. Une rangée d'ailettes de guidage de sortie fixes (OGV) 50 est disposée de façon coaxiale dans l'extrémité d'entrée du second conduit secondaire 48 radialement en dehors de la seconde soufflante 16 en alignement général axial avec celle-ci. Les OGV 50 ont des configurations de profil convenables pour détourbillonner l'air pressurisé 30 s'évacuant depuis la partie de pointe radialement externe de la première soufflante 14.

La première soufflante 14 possède un étage ou rangée unique de grandes pales de rotor de la première soufflante 52 se prolongeant radialement vers l'extérieur depuis un premier disque support de rotor 54. La seconde soufflante 16 est, de préférence, un étage ou rangée unique de petites pales de rotor de la seconde soufflante 56 se prolongeant radialement vers l'extérieur depuis un second disque support de rotor 58, et est disposée axialement entre les pales de la première soufflante 52 et le premier conduit secondaire 46.

Le premier disque 54 est raccordé de manière fixe au premier arbre 34 et le second disque 58 est raccordé de manière fixe au deuxième arbre 36. De cette manière, la première grande soufflante monoétage 14 est directement suivie en communication par écoulement par la seconde petite soufflante monoétage 16 et indépendamment raccordée et entraînée par la troisième et la deuxième turbine respectives 26, 24. Les pales de la première soufflante 52 ont des configurations de profil convenables avec des faces de pression globalement concaves et des faces d'aspiration opposées globalement convexes qui sont relativement régulières de la racine à la pointe de chaque pale et sont caractérisées par l'absence de quelconques enveloppes intégrées de pointe ou à mi-étendue. De cette manière, les pales de la première soufflante peuvent être relativement minces pour maximiser les performances aérodynamiques de l'étage de soufflante, tout en réduisant les charges centrifuges qui doivent être supportées par le disque support de rotor 54.

D'une manière correspondante, les pales plus petites de la seconde soufflante 56 sont également convenablement configurées avec des faces de pression globalement concaves et des faces d'aspiration opposées globalement convexes s'étendant régulièrement de la racine à la pointe. Les pales de la seconde soufflante 56 ont un profil convenablement configuré pour maximiser leur rendement aérodynamique avec des sections d'une minceur correspondante ayant un poids réduit et des charges centrifuges réduites, qui sont supportées par le disque support de rotor 58. Les secondes pales 56, comme les premières pales 52, sont caractérisées par l'absence d'une quelconque enveloppe intégrée de pointe ou à mi-étendue. En conséquence, les pales de soufflantes individuelles 52, 56, peuvent être conçues de manière classique pour des performances aérodynamiques maximales de celles-ci tout en minimisant leur poids et les charges centrifuges supportées par les disques correspondants 54, 58. Le compresseur haute pression 18 peut être configuré de manière classique de façon correspondante pour maximiser ses performances aérodynamiques dans la configuration typique de compresseur axial à plusieurs étages incluant plusieurs rangées d'ailettes de stator coopérant avec des rangées correspondantes de pales de rotor de compresseur raccordées en commun au troisième arbre 38 pour être entraînées par la HPT 22. La HPT 22 est une turbine monoétage incluant une tuyère de stator à l'extrémité de sortie de la chambre de combustion annulaire 20 et une rangée unique de pales de rotor de turbine se prolongeant radialement vers l'extérieur depuis un disque support de rotor, qui est lui-même raccordé de manière fixe au troisième arbre 38 pour entraîner le compresseur. L'IPT 24 est également une turbine monoétage ayant une tuyère de stator correspondante coopérant avec une rangée unique de pales de rotor de turbine se prolongeant radialement vers l'extérieur depuis un disque support de rotor, disque qui est lui-même raccordé au deuxième arbre 36 pour entraîner la seconde soufflante 36. La LPT 26 comporte typiquement plusieurs étages avec des tuyères de stator correspondantes et des rangées en coopération de pales de rotor de turbine se prolongeant radialement vers l'extérieur depuis les disques de rotor correspondants, disques qui sont raccordés de manière fixe au premier arbre 34 pour entraîner la première soufflante en amont 14. Les trois arbres d'entraînement ou tiroirs concentriques 34, 36, 38, sont montés convenablement dans plusieurs châssis incluant un châssis de soufflante 60 à l'extrémité avant du moteur et un châssis arrière 62 à l'extrémité arrière du moteur.

Les châssis sont annulaires et comportent des moyeux structurels correspondants qui supportent convenablement divers roulement pour monter en rotation les trois arbres dans le moteur pour rotation concentrique et indépendante. Le châssis de soufflante annulaire 60 est disposé axialement entre la seconde soufflante 16 et le compresseur 18, et comporte une rangée de supports de soufflante 64 se prolongeant radialement vers l'extérieur depuis le moyeu central et à la fois à travers le premier et le second conduit secondaires 46, 48, près de leurs extrémités d'entrée et directement en arrière des OGV 50. Le châssis arrière 62 comporte une rangée correspondante de supports s'étendant axialement à travers l'extrémité avant du conduit d'échappement 28 pour supporter les extrémités arrière des arbres d'entraînement. Le conduit d'échappement 28 comporte une tuyère principale ou première tuyère d'éjection 66 raccordée en communication par écoulement à la fois avec le générateur de gaz et le premier conduit secondaire 46 pour en évacuer l'échappement. L'extrémité de sortie du premier conduit secondaire 46 est disposée en communication par écoulement avec le conduit d'échappement 28 qui en reçoit le courant secondaire de la soufflante, qui est ensuite mélangé avec les gaz de combustion évacués par la troisième turbine 26. Le second conduit secondaire 48 est disposé à sa sortie en communication par écoulement avec une tuyère auxiliaire ou seconde tuyère d'éjection 68 qui est de préférence, concentrique avec la première tuyère d'éjection 66. Le courant secondaire externe de l'air canalisé à travers le second conduit secondaire 48 peut alors être évacué de manière sélective à travers la seconde tuyère 68 dans un mode de réalisation préféré, pour réduire le bruit d'échappement durant le fonctionnement du moteur. La première et la seconde tuyère d'éjection 66, 68, peuvent avoir une configuration classique quelconque, et dans un mode de réalisation, sont convenablement configurées pour un fonctionnement à aire variable. Les deux tuyères comportent des dispositifs d'actionnement correspondants convenablement raccordés à un contrôleur de moteur 70, sous la forme d'un ordinateur numérique, qui règle convenablement leur aire d'écoulement d'évacuation comme requis pour un fonctionnement efficace du moteur sur son cycle de fonctionnement et le domaine de vol de l'aéronef. Dans l'exemple de mode de réalisation illustré sur la figure 1, la seconde tuyère d'éjection 68 est disposée de manière concentrique à l'intérieur de la première tuyère d'éjection 66 et dans d'autres modes de réalisation, la seconde tuyère d'éjection peut être disposée à l'extérieur de la tuyère principale 66. Par exemple, un cône ou bouchon central classique 72 peut être disposé de manière coaxiale à l'intérieur de l'extrémité arrière de la tuyère d'éjection 28 pour définir la tuyère d'éjection principale 66. Le bouchon 72 peut être convenablement déplacé axialement à l'intérieur du conduit d'échappement 28 lorsque cela est désiré pour modifier l'aire d'écoulement d'évacuation à travers la tuyère principale 66. Dans la tuyère typique d'échappement supersonique convergente-divergente, le bouchon 72 peut diverger dans la direction arrière avec un diamètre augmentant jusqu'à une bosse d'un diamètre maximum pour définir un conduit convergent se terminant par une gorge d'aire d'écoulement minimale, désignée typiquement par A8, à l'intérieur du conduit d'échappement 26. Le bouchon converge ensuite en arrière de la bosse et son diamètre diminue afin de définir un conduit divergent se terminant au niveau de la tuyère principale avec une aire d'écoulement de sortie plus grande, désignée typiquement par A9. La tuyère d'éjection auxiliaire 68 peut être convenablement montée à l'intérieur de l'extrémité arrière de la tuyère principale 66. De façon correspondante, une rangée de supports d'inversion d'écoulement creux 74 est disposée en communication par écoulement entre l'extrémité de sortie du second conduit secondaire 48 et l'extrémité avant ou d'entrée du bouchon d'échappement 72. Les supports d'inversion 74 constituent des conduits correspondants pour canaliser le courant secondaire externe depuis le conduit externe 48 radialement vers l'intérieur à travers l'extrémité arrière du conduit interne 46 et à travers l'extrémité avant du conduit d'échappement 28 dans le bouchon 72. La seconde tuyère d'éjection 68 est convenablement disposée à l'intérieur du bouchon 72 en communication par écoulement avec les supports d'inversion 74 pour évacuer de manière sélective le courant secondaire externe depuis le bouchon d'échappement lorsque cela est désiré.

Dans cette configuration de la seconde tuyère d'éjection 68, une soupape annulaire peut être convenablement montée à l'intérieur du bouchon pour déplacement axial à l'intérieur. La seconde tuyère 68 peut être ouverte lorsque cela est désiré pour évacuer le courant secondaire externe pressurisé dans le courant d'échappement principal depuis la tuyère principale 66 pour réduire le bruit d'échappement. La seconde tuyère 68 est ainsi configurée comme une tuyère acoustique pour injecter de l'air de soufflante pressurisé dans l'échappement principal pour mélange avec celui-ci et réduire sa vitesse pour atténuer le bruit. La seconde tuyère 68 peut être convenablement fermée, partiellement ou complètement, lorsque l'atténuation du bruit ou le contrôle des performances du moteur ne sont plus requis. Les performances des tuyères d'aire variable 66, 68, peuvent être complétées en introduisant un injecteur secondaire de surface variable (VABI) 76 à l'extrémité arrière du premier conduit secondaire 46. Le VABI 76 peut avoir une configuration classique quelconque incluant des volets ou des soupapes annulaires pour contrôler l'évacuation du courant secondaire interne depuis le conduit secondaire interne 46 dans le conduitd'échappement commun 28. De cette manière, le contrôleur de moteur 70 peut contrôler et coordonner le fonctionnement des tuyères d'éjection variable 66, 68 et du VABI 76 pour maximiser les performances et le rendement du moteur durant son cycle de fonctionnement, incluant le contrôle indépendant et simultané des lignes de fonctionnement de la première et de la seconde soufflante 14, 16, lorsqu'elles pressurisent l'écoulement d'air durant le fonctionnement. Ceci comporte le taux de dilution et les marges de calage associées aux soufflantes secondaires doubles. Dans le mode de réalisation préféré illustré sur les figures 1 et 2, la première et la seconde soufflante 14, 16, ont des configurations de profil opposées en ce qui concerne leurs pales de soufflantes respectives 52, 56, étant entraînées en rotation contraire lorsqu'elles sont respectivement alimentées par la troisième et la deuxième turbine 26, 24. En particulier, les faces de pression globalement concaves correspondantes des pales de soufflantes 52, 56, sont disposées dans des directions circonférentiellement opposées pour rotation contraire lorsqu'elles sont entraînées par les pales de rotor des turbines correspondantes 26, 24, qui ont également des configurations de profil circonférentiellement opposées. Le fonctionnement en rotation contraire des deux étages des pales de soufflante 52, 56 améliore les performances aérodynamiques et le rendement tout en éliminant les étages et composants étrangers. Par exemple, la première grande soufflante monoétage 14 est directement suivie en communication par écoulement par la seconde petite soufflante monoétage 16 raccordées indépendamment à leurs turbines respectives 26, 24 pour rotation contraire. La rangée des OGV des soufflantes 50 est en communication par écoulement direct avec les extrémités de pointes externes radiales des pales de la première soufflante 52 pour détourbillonner l'air pressurisé de soufflante dans le conduit secondaire externe 48. Les OGV 50 sont également directement suivies par les parties externes des supports de soufflante 64 et le conduit secondaire externe 48, les pales de la seconde soufflante 56 étant directement suivies par les parties internes des mêmes supports dans le conduit secondaire interne 46. En conséquence, aucunes ailette de guidage d'entrée (IGV) n'est requise entre les deux soufflantes 14, 16, et en conséquence, ceci autorise une réduction correspondante de la longueur axiale du moteur, une réduction de poids et une réduction de complexité, en particulier en éliminant le système d'actionnement pour celles-ci. De plus, les OGV correspondantes peuvent être éliminées entre la seconde soufflante 16 et les supports de soufflante 64 pour réduire encore la longueur et le poids du moteur tout en accroissant les performances.

Le moteur à turbopropulseur double flux à trois navettes variables indépendantes illustré sur la figure 1 peut être utilisé pour obtenir les avantages associés à un moteur à cycle variable à FLADE, sans les complications mécaniques et limitations de celui-ci. Au lieu d'utiliser une pale de soufflante enveloppée à FLADE, le moteur illustré sur la figure 1 comporte un premier étage de grande soufflante ou surdimensionnée 14 sans FLADE intégrée à l'intérieur. Le rendement aérodynamique et la solidité des pales de la première soufflante 52 peuvent en conséquence être optimisés et elles peuvent avoir des sections transversales relativement minces avec des charges centrifuges supportées par le disque support de rotor 54.

Le second étage de plus petite soufflante 56 est également configuré sans FLADE à l'intérieur, et le rendement aérodynamique et la solidité des pales de la seconde soufflante 56 sont en conséquence optimisés et elles ont des sections transversales relativement minces avec des charges centrifuges supportées efficacement par le disque support de rotor 58. L'introduction des conduits secondaires doubles 46, 48, coopérant avec les deux étages de soufflante profite des avantages de la conception classique à FLADE sans les limitations mécaniques. Les grandes pales du premier étage de soufflante 52 pressurisent l'air d'entrée 30, leurs parties externes étant directement canalisées à travers les OGV 50 dans le conduit secondaire externe 48. La partie interne de l'air pressurisé provenant de la première soufflante 14 est directement couplée au second étage de soufflante 16. L'air est également pressurisé dans les pales de la seconde soufflante 56, sa partie radialement externe étant canalisée à travers le conduit secondaire interne 46, la partie de moyeu de l'air provenant du second étage de soufflante 16 étant canalisée dans l'entrée du compresseur haute pression 18.

Les deux courants d'écoulement d'air de pointe provenant des deux soufflantes 14, 16, contournent le générateur de gaz à travers les conduits secondaires doubles 46, 48. Le courant secondaire interne provenant du conduit interne 46 est évacué indépendamment dans le conduit d'échappement commun 28. Le courant secondaire externe dans le conduit externe 48 est inversé à travers les supports arrière 74 pour s'évacuer de façon sélective à travers la seconde tuyère acoustique 68 lorsque cela est désiré pour réduire le bruit du moteur. Le moteur à turbocompresseur double flux sans FLADE produit un courant secondaire externe à pression relativement basse, à basse température, destiné à être utilisé pour alimenter la tuyère acoustique à profil de vitesse inversé 68 ou dans un quelconque autre but convenable dans les moteurs à cycle variable. Par exemple, le courant secondaire externe à basse température peut être utilisé pour refroidir la tuyère d'éjection ou pour fournir des protections fluides autour du courant d'échappement. L'élimination des FLADE du moteur élimine de façon correspondante les pénalités aérodynamiques associées aux profils plus épais de la conception à FLADE, les contraintes de trajet d'écoulement, les fuites entre étage et les contraintes de vitesse de pointe associées aux conceptions à FLADE. Les deux étages de soufflante sans FLADE peuvent en conséquence être optimisés en conception de profil et rendement de soufflante supérieur, avec une amélioration correspondante de la consommation de carburant spécifique.

La configuration de rotation contraire du turbopropulseur sans FLADE autorise le retrait de plusieurs rangées de profils de stator dans les étages de soufflantes, ce qui réduit de façon correspondante la longueur et le poids du moteur. La rotation contraire peut également être utilisée pour éliminer la tuyère de turbine entre la deuxième turbine 24 et la troisième turbine 26, qui fonctionnent en rotation contraire. De plus, la première soufflante de grande taille 14 est exposée à sa propre aire d'étranglement ou contre-pression à travers le conduit secondaire externe 48 se terminant dans la tuyère acoustique 68, permettant de façon correspondante un contrôle indépendant des lignes de fonctionnement du premier et du second étage de soufflante 14, 16. Le conduit secondaire interne 46 est directement couplé à la seconde soufflante 16 et évacue indépendamment son courant secondaire à travers la première tuyère d'éjection 66 selon un écoulement parallèle avec la seconde tuyère d'éjection 68.

Le contrôle indépendant des étages de soufflante permet d'optimiser les performances des soufflantes en vol en utilisant un contrôle correspondant de surface variable dans les deux tuyères 66, 68, lorsque cela est désiré. Les avantages combinés du turbopropulseur double flux sans FLADE décrit ci-dessus ont le potentiel d'augmenter de manière significative la gamme d'un aéronef de transport ou d'un avion d'affaires à réaction supersonique par rapport aux moteurs à cycle variable classiques, incluant les conceptions à FLADE. Le cycle préliminaire du moteur et l'analyse aérodynamique prédisent une amélioration d'un pour cent de la consommation spécifique de carburant du moteur à turbopropulseur double flux décrit ci-dessus et une réduction potentielle de poids de plusieurs centaines de livres par rapport à un moteur typique à cycle variable ou adaptatif ayant une configuration à FLADE. Puisque les moteurs à cycle variable configurés de façon spécifique pour la propulsion d'aéronefs supersoniques ont diverses configurations, la conception double flux sans FLADE décrite ci-dessus peut être modifiée comme désiré pour compléter les moteurs classiques à cycle variable connus. Les tuyères d'éjection dans les moteurs à cycle variable ont une diversité de configurations pouvant être utilisées avantageusement avec les courants secondaires indépendants des conduits secondaires externe et interne décrits ci-dessus directement couplés aux étages de soufflante correspondants.

Bien que l'on ait ici décrit ce qui est considéré comme étant des modes de réalisation préférés de la présente invention et des exemples, d'autres modifications de l'invention apparaîtront aux hommes de l'art d'après les présents enseignements.

Liste des pièces 10 turbomoteur 12 axe de ligne centrale 14 première soufflante 16 seconde soufflante 18 compresseur 20 chambre de combustion 22 turbine haute pression (HPT) 24 turbine à pression intermédiaire (IPT) 26 turbine basse pression (LPT) 28 conduit d'échappement 30 air 32 gaz de combustion 34 premier arbre d'entraînement 36 deuxième arbre d'entraînement 38 troisième arbre d'entraînement 40 premier carter 42 deuxième carter 44 troisième carter 46 premier conduit secondaire 48 second conduit secondaire 50 ailettes de guidage de sortie (OGV) 52 pales de la première soufflante 54 premier disque de rotor 56 pales de la seconde soufflante 58 second disque de rotor 60 châssis principal 62 châssis arrière 64 support de soufflante 66 première tuyère d'éjection 68 seconde tuyère d'éjection 70 contrôleur de moteur 72 bouchon 74 support d'inversion 76 injecteur secondaire variable (VABI)

Claims

REVENDICATIONS

1. Moteur à turbopropulseur à cycle variable (10) comprenant : une première grande soufflante monoétage (14) directement suivie en communication par écoulement d'une seconde petite soufflante monoétage (16), raccordées indépendamment à des turbines respectives (26, 24) ; un premier conduit secondaire (46) entourant un générateur de gaz incluant un compresseur (18), une chambre de combustion (20), et une turbine (22) raccordée audit compresseur (18), et disposée en communication par écoulement avec ladite seconde soufflante (16) ; un second conduit secondaire (48) entourant ledit premier conduit secondaire (46), et disposé en communication par écoulement avec ladite première soufflante (14) ; une première tuyère d'éjection (66) raccordée en communication par écoulement à la fois avec ledit générateur de gaz et ledit premier conduit secondaire (46) ; et une seconde tuyère d'éjection (68) raccordée en communication par écoulement avec ledit second conduit secondaire (48).

2. Moteur selon la revendication 1, comprenant en outre une rangée d'ailettes de guidage de sortie (50) disposées dans une extrémité d'entrée dudit second conduit secondaire (48) en dehors de ladite seconde soufflante (16) en communication par écoulement direct avec ladite première soufflante (14).

3. Moteur selon la revendication 2, comprenant en outre un châssis de soufflante (60) disposé entre ladite seconde soufflante (16) et le compresseur (18), et incluant une rangée de supports (64) se prolongeant radialement vers l'extérieur à travers lesdits premier et second conduits secondaires (46, 48) en arrière desdites ailettes de guidage de sortie (50).

4. Moteur selon la revendication 3, dans lequel lesdites première et seconde soufflantes (14, 16) ont des configurations de profil opposées pour rotation contraire lorsqu'elles sont entraînées par lesdites turbines correspondantes (26, 24).

5. Moteur selon la revendication 4, comprenant en outre : un premier carter (40) entourant ledit compresseur (18) ; un deuxième carter (42) espacé en dehors dudit premier carter (40) de manière à définir ledit premier conduit secondaire (46) ; un troisième carter (44) espacé en dehors dudit deuxième carter (42) de manière à définir ledit second conduit secondaire (48) ;ladite seconde soufflante (16) s'étendant radialement vers l'extérieur à travers ledit premier conduit secondaire (46) jusqu'audit deuxième carter (42) ; et ladite première soufflante (14) s'étendant radialement vers l'extérieur à travers ledit second conduit secondaire (48) jusqu'audit troisième carter (44).

6. Moteur selon la revendication 5, dans lequel : ladite première soufflante (14) est raccordée par un premier tiroir (34) à une troisième turbine (26) ; ladite seconde soufflante (16) est raccordée indépendamment par un deuxième tiroir (36) à une deuxième turbine (24) en avant de ladite troisième turbine (26) ; ledit compresseur (18) est raccordé indépendamment par un troisième tiroir (38) à une première turbine (22) en avant de ladite deuxième turbine (24) ; et lesdites première et seconde tuyères d'éjection (66, 68) sont disposées en communication par écoulement indépendant respectivement avec lesdits premier et second conduits secondaires (46, 48), pour commander indépendamment les lignes de fonctionnements desdites premières et seconde soufflantes (14, 16).

7. Moteur selon la revendication 6, dans lequel lesdites première et seconde tuyères d'éjection (66, 68) sont configurées pour une aire variable.

8. Moteur selon la revendication 6, dans lequel ladite seconde tuyère d'éjection (68) est disposée de manière concentrique à l'intérieur de ladite première tuyère d'éjection (66).

9. Moteur selon la revendication 6, comprenant en outre : un bouchon central (72) disposé de manière coaxiale à l'intérieur de ladite première tuyère d'éjection (66) ; une rangée de supports d'inversion d'écoulement (74) disposés en communication par écoulement entre ledit second conduit secondaire (48) et ledit bouchon (72) ; et ladite seconde tuyère d'éjection (68) est disposée à l'intérieur dudit bouchon (72) en communication par écoulement avec lesdits supports d'inversion (74).

10. Moteur selon la revendication 6, comprenant en outre un injecteur secondaire d'aire variable (76) disposé à l'extrémité arrière dudit premier conduit secondaire (46) pour contrôler l'écoulement secondaire dans ladite première tuyère d'éjection (66).