FR3041932A3 - Ensemble de propulsion d'un aeronef comportant au moins deux soufflantes deportees - Google Patents
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Abstract
La présente invention porte sur un ensemble de propulsion d'un aéronef comprenant un générateur de gaz (2), une turbine (41) entraînée par le générateur de gaz, un arbre moteur (42) entraîné par ladite turbine, au moins deux soufflantes (31, 51) chacune entraînée par un arbre de rotor (32, 52), les arbres de rotor des soufflantes et ledit arbre moteur n'étant pas coaxiaux et un moyen de transmission de puissance entre l'arbre moteur et les soufflantes. L'ensemble de propulsion est caractérisé par le fait que ledit moyen de transmission de puissance comprend des arbres de transfert ((34, 54) entre l'arbre moteur (42) et les arbres (32, 52) de rotor de soufflante, et un mécanisme (43) à renvoi d'angle entre l'arbre moteur (42,) et les arbres de transfert (34, 54).
Description
Ensemble de propulsion d’un aéronef comportant au moins deux soufflantes déportées
Domaine de l’invention
La présente invention concerne le domaine aéronautique et porte sur un ensemble propulsif pour aéronef comportant au moins deux soufflantes entraînées par un même générateur de gaz et déportées par rapport à ce dernier.
Etat de l’art L’évolution des architectures des moteurs d’aéronefs à voilure fixe est motivée principalement par le gain en consommation. Ce gain de consommation peut être réalisé de différentes manières, l’une d’elles passe par l’augmentation du rendement propulsif du moteur. Celui-ci est défini par le rapport 2V0/ (Ve+VO), entre la vitesse VO d’admission de l’air dans le moteur et la vitesse Ve d’éjection des gaz dans le cas où le débit massique en entrée du moteur est le même que celui en sortie du moteur. Ce rendement est maximum pour des vitesses d’éjection faibles. La spécification de poussée est alors atteinte par une augmentation du débit massique au travers du moteur.
La piste principale à iso poussée est de réduire le taux de compression du fan et d’augmenter le débit d’air le traversant en augmentant le taux de dilution du moteur, désigné BPR pour « by-pass ratio » en anglais. Cette piste est explorée pratiquement systématiquement sur tous les moteurs civils où l’on constate des tailles de soufflantes de plus en plus importantes.
La recherche de taux de dilution plus élevé se heurte cependant à des obstacles d’intégration sur l’avion. Celui-ci doit notamment présenter une garde au sol acceptable - distance minimale entre la nacelle du moteur et la piste - afin d’éviter de produire un contact entre la piste et le moteur en cas d’effacement d’un des éléments du train d’atterrissage, tout en assurant un positionnement correct relativement aux ailes.
Une des solutions pour augmenter le taux de dilution sans compromettre les exigences d’intégration est de distribuer la propulsion sur divers modules de soufflantes de dimensions plus restreintes. Un générateur de gaz central génère de la puissance qui est distribuée via différents moyens sur une ou plusieurs soufflantes dont le diamètre est réduit, le débit d’air ingéré par l’ensemble de ces soufflantes étant néanmoins supérieur au débit d’air ingéré par une soufflante unique de plus grand diamètre. Il a été proposé par exemple d’associer une soufflante auxiliaire à un turboréacteur, de telle manière que la veine d’air des deux soufflantes convergent en un seul canal d’éjection, le rotor de soufflante auxiliaire étant entraîné par une turbine auxiliaire logée en aval du générateur de gaz ou bien par une transmission mécanique reliant l’arbre du rotor de soufflante à l’arbre de la turbine du générateur de gaz.
Selon d’autres solutions connues l’ensemble propulsif comprend des soufflantes dont les rotors sont entraînés par du gaz prélevé sur le générateur de gaz. L’invention a pour objectif la réalisation d’une architecture de moteur modulaire permettant d’assembler ou de démonter individuellement les éléments du moteur sous aile afin d’effectuer une maintenance ciblée et de réduire le temps d’immobilisation de l’aéronef.
Exposé de l’invention
On parvient à réaliser cet objectif avec un ensemble de propulsion d’un aéronef comprenant un générateur de gaz, une turbine entraînée par le générateur de gaz, un arbre moteur entraîné par ladite turbine, au moins deux soufflantes chacune entraînée par un arbre de rotor, les arbres de rotor des soufflantes et ledit arbre moteur n’étant pas coaxiaux et un moyen de transmission de puissance entre l’arbre moteur et les soufflantes.
Conformément à l’invention l’ensemble de propulsion est caractérisé par le fait que ledit moyen de transmission de puissance comprend des arbres de transfert entre l’arbre moteur et les arbres de rotor de soufflante, et un mécanisme à renvoi d’angle entre l’arbre moteur et les arbres de transfert.
Conformément à un mode réalisation, la turbine d’entraînement de l’arbre moteur est une turbine libre.
Conformément à un autre mode de réalisation, le générateur de gaz étant un moteur à turbine à gaz, dont la dite turbine d’entraînement de l’arbre moteur est une turbine du générateur de gaz, liée à un compresseur de ce dernier.
En association avec le type de turbine, dans une solution le mécanisme de renvoi d’angle est localisé dans une zone de moteur non contrainte thermiquement, notamment en amont du générateur de gaz.
Cette configuration permet de réaliser l’intégration du système mécanique de renvoi d’angle dans une zone du moteur dans laquelle les contraintes liées à la thermique, telles que la température de fonctionnement ou la dilatation des pièces sont bien moins fortes. Dans le cas où une turbine libre est utilisée, cette configuration implique l’intégration d’un arbre supplémentaire au travers du générateur de gaz
Selon une autre solution, le mécanisme de renvoi d’angle est localisé en aval de la turbine d’entraînement de l’arbre moteur. Cette configuration est intéressante car elle permet de décharger en couple l’arbre de turbine basse pression quand l’entrainement des deux fans est réalisé par une turbine liée avec un compresseur.
Le mécanisme de renvoi d’angle permet d’entraîner en rotation des arbres de transfert faisant le lien mécanique entre les parties tournantes menantes et menées de l’ensemble de propulsion. Ce système de renvoi d’angle peut intégrer tous types de technologies.par exemple se présenter sous la forme d’un simple engrènement de roues coniques et peut intégrer une fonctionnalité de type différentiel et comprendre un système d’engrenages différentiel.
Conformément à d’autres caractéristiques :
Le rapport de multiplication entre l’arbre moteur et les arbres des rotors de soufflante est compris entre 0,5 et 1,5 ;
Les arbres de transfert entre l’arbre moteur et les arbres des rotors de soufflante forment un angle avec l’arbre moteur compris entre 45° et 135° ;
Le taux de dilution entre le débit d’air traversant les soufflantes et le débit d’air traversant le générateur de gaz est compris entre 10 et 30.
En plus des gains en terme de rendement propulsifs combinés à des contraintes restreintes d’intégration avion, l’architecture conforme à l’invention a l’avantage de permettre de simplifier les procédures d’assemblage et de maintenance en se présentant comme un système modulaire avec un module générateur de gaz et plusieurs modules de soufflantes indépendants. La conception des différents modules prend en compte les besoins en termes de maintenance et d’accessibilité. L’invention permet la conception d’un système propulsif dont la maintenance d’un des composants ne nécessite pas de déposer l’intégralité de l’ensemble de propulsion et de laisser le reste accroché sous aile, par exemple. L’invention permet aussi la conception des modules soufflantes non identiques avec les exemples non exhaustifs suivants: - Diamètre évolutif selon la position de la soufflante sous voilure et du dièdre de l’aile de sorte à maintenir une garde au sol constante. - Optimisation indépendante des modules soufflantes sur des points de vol potentiellement différents : croisière, décollage.
Présentation des figures D’autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui suit de deux modes réalisation de l’invention, non limitatifs, en référence aux dessins annexés sur lesquels
La figure 1 est une représentation schématique d’une architecture d’un ensemble de propulsion d’aéronef selon l’invention ;
La figure 2 est une représentation schématique d’une architecture d’un ensemble de propulsion d’aéronef selon un autre mode de réalisation;
La figure 3 est une représentation schématique d’une architecture d’un ensemble de propulsion d’aéronef selon un autre mode de réalisation;
La figure 4 est une représentation schématique d’une architecture d’un ensemble de propulsion d’aéronef selon un autre mode de réalisation ;
Description détaillée de modes de réalisation de l’invention
La figure 1 illustre un premier mode de réalisation de l’invention. L’ensemble de propulsion comprend un générateur de gaz 2, deux modules de soufflantes 3 et 5 et un module 4 de turbine libre.
Le générateur de gaz est un moteur à turbine à gaz, ici à double corps avec un corps basse pression formé d’un compresseur BP 2CoBP et d’une turbine BP 2TuBP, reliés par un arbre BP. Le corps HP comprend un compresseur HP 2CoHP et une turbine HP 2TuHP liées entre eux en amont et en aval de la chambre de combustion 2CC. Le générateur peut être aussi être mono corps ou bien comprendre une soufflante à l’amont. ’
En aval du générateur de gaz 2, le module 4 de turbine libre reçoit les gaz de celui-ci. Le module comprend une turbine libre 41 et un mécanisme de renvoi d’angle 43 reliés par un arbre moteur 42 ;
De part et d’autre de ces deux modules, l’ensemble de propulsion comprend aussi deux modules de soufflantes 3 et 5 respectivement, déportés par rapport à l’axe du générateur de gaz.
Les modules de soufflante 3 et 5 comprennent une soufflante 31 resp. 51, à l’intérieur d’un carter approprié, entraînée par un arbre 32 resp. 52. Celui-ci est relié à un boîtier de renvoi d’angle 33 resp. 53. Un arbre de transfert 34 resp. 54 relie le mécanisme de renvoi d’angle 43 aux boîtiers de renvoi 33 et 53. Ces boîtiers de renvoi d’angle sont par exemple formés de deux roues coniques à 45° engrenant l’une avec l’autre.
En fonctionnement, le générateur de gaz 2 produit des gaz moteurs qui entraînent la turbine libre 41 qui entraîne en rotation l’arbre moteur 42 et au travers des mécanismes et des boîtiers de renvoi d’angle les arbres 34, 54 et 32, 52 pour mettre en mouvement les rotors de soufflantes 31 et 51.
Cet ensemble de propulsion est formé ici de cinq modules dont certains éléments sont interchangeables.
Le design des veines aérodynamiques, des soufflantes et des redresseurs des modules soufflantes déportés sont impactés par des contraintes différentes de celles s’appliquant à la soufflante d’un module turbosoufflante coaxial du générateur de gaz qui est la configuration habituelle:
Les contraintes d’intégration existant au niveau d’une soufflante intégrée sur un moteur à turbosoufflante classique sont potentiellement différentes de celles des soufflantes intégrées sur un module soufflante déporté d’une architecture de type soufflante distribuée. Cet aspect permet de définir des caractéristiques géométriques différentes pour le dessin de la veine aérodynamique, par exemple, non exhaustif, diamètre interne différent au niveau du pied des aubes de soufflante de chaque partie, par rapport à l’état de l’art du design des soufflantes carénées aéronautiques.
Le design de la soufflante intégrée sur une turbo soufflante traditionnelle doit permettre la compression d’une partie du débit d’air circulant proche du pied des aubes avant que celui-ci n’entre dans le générateur de gaz. Le reste est dédié principalement à générer de la poussée.
Le design d’un module soufflante déporté sur une architecture à soufflante distribuée est réalisé sans contrainte relative à l’alimentation en air du générateur de gaz. Les caractéristiques globales de compression dans la partie supérieure du flux d’air sur les deux soufflantes peuvent être différentes. Il est possible d’envisager des architectures où l’entrée du générateur est à l’air libre ou des architectures où un prélèvement est fait en aval d’une ou de plusieurs soufflantes et permettent l’alimentation en air du compresseur du générateur de gaz.
Les soufflantes intégrées sur turbofans traditionnels et sur modules déportés ont donc des caractéristiques géométriques (forme du profil, détermination du nombre et de la technologie des aubes,...) potentiellement différentes. Ces différences technologiques ainsi que les spécificités d’intégration associées entraîneront potentiellement des disparités dans les caractéristiques géométriques des redresseurs placés en amont ou en aval des roues mobiles.
Cette architecture peut être déclinée pour une plage de BPR allant de 10 à 30 de sorte à atteindre de forts BPR sans compromettre les règles établies en termes d’intégration avion. La limite basse étant fixée par des performances dégradées d’une telle architecture vis-à-vis d’un turbofan conventionnel. La limite haute est quant à elle fixée par des contraintes d’intégration avion
Sur la figure 2, on a représenté une variante de réalisation de l’invention où l’entraînement est réalisé par une turbine libre mais le renvoi d’angle est placé en amont en zone froide.
On distingue le générateur de gaz 102 composé des mêmes éléments que précédemment. La turbine libre 1041 est placée en aval de la turbine du générateur de gaz. Le mécanisme 1043 de renvoi d’angle est toutefois placé en amont du générateur de gaz. L’arbre moteur 1042 traverse le générateur de gaz 102 pour relier la turbine libre 1041 au mécanisme de renvoi d’angle 1043. De là les arbres de transfert relient le mécanisme de renvoi 1043 aux modules de soufflantes 103 et 105.
Cette solution présente l’avantage de situer les mécanismes dans la zone froide.
Sur la variante de la figure 3, l’ensemble ne comprend pas de turbine libre. L’arbre moteur 2042 relie une turbine 202tu, ici la turbine 202TuBP, du générateur de gaz 202 au mécanisme de renvoi d’angle 2043. Ce dernier entraîne en rotation les arbres de transfert vers les modules de soufflantes 203 et 205.
Sur la variante de la figure 4, l’arbre moteur 3042 traverse le générateur de gaz et relie une turbine 302tu, ici la turbine BP 302TuBP, au mécanisme de renvoi 3043. Ce dernier entraîne en rotation les arbres de transfert vers les modules de soufflante 303 et 305.
On note que dans les différentes variantes présentées les modules de soufflante 3, 103, 203, 303, 5, 105, 205, 305 peuvent être identiques. Ils comprennent tous une soufflante, un arbre de rotor de soufflante et un boîtier de renvoi d’angle avec une entrée pour y brancher un arbre de transfert de puissance.
Claims (10)
- Revendications1. Ensemble de propulsion d’un aéronef comprenant un générateur de gaz (2; 102; 202; 203), une turbine (41, 1041 ; 202tu ; 302tu) entraînée par le générateur de gaz, un arbre moteur (42;1042; 2042 ; 3042) entraîné par ladite turbine, au moins deux soufflantes (31, 51 ; 1031, 1051 ; 2031, 2051 ; 3031, 3051) chacune entraînée par un arbre de rotor (32, 52 ;..), les arbres de rotor des soufflantes et ledit arbre moteur n’étant pas coaxiaux et un moyen de transmission de puissance entre l’arbre moteur et les soufflantes, caractérisé par le fait que ledit moyen de transmission de puissance comprend des arbres de transfert ((34, 54 ; 1034, 1054 ; 2034, 2054 ; 3034, 3054) entre l’arbre moteur (42 ;..) et les arbres (32, 52 ; ..) de rotor de soufflante, et un mécanisme (43 ; 1043 ; 2043 ; 3043) à renvoi d’angle entre l’arbre moteur (42 ;..) et les arbres de transfert (34, 54 ;..).
- 2. Ensemble de propulsion selon la revendication 1, dont la turbine d’entraînement de l’arbre moteur (42 ; 1042) est une turbine libre (41 ; 1041).
- 3. Ensemble selon la revendication 1, le générateur de gaz (202 ; 302) étant un moteur à turbine à gaz, dont la dite turbine d’entraînement de l’arbre moteur ((2042 ; 3042) est une turbine (202tu ; 302tu) du générateur de gaz, liée à un compresseur (202co ; 302co) de ce dernier.
- 4. Ensemble de propulsion selon l’une des revendications 2 et 3 dont le mécanisme (1043 ; 3043) de renvoi d’angle est localisé dans une zone de moteur non contrainte thermiquement, notamment en amont du générateur de gaz (102 ; 302).
- 5. Ensemble de propulsion selon l’une des revendications 2 et 3 dont le mécanisme (43 ; 2043) de renvoi d’angle est localisé en aval de la turbine (41 ; 202tu) d’entraînement de l’arbre moteur (42 ; 2042).
- 6. Ensemble de propulsion selon l’une des revendications 1 à 5 dont le mécanisme de renvoi d’angle comprend un train d’engrenages coniques à renvoi d’angle entre l’arbre moteur et l’arbre de transfert.
- 7. Ensemble selon l’une des revendications précédentes, dont le mécanisme de renvoi d’angle comprend un système d’engrenages différentiel.
- 8. Ensemble selon l’une des revendications précédentes dont le rapport de multiplication entre l’arbre moteur et les arbres des rotors de soufflante est compris entre 0,5 et 1,5.
- 9. Ensemble selon l’une des revendications précédentes dont les arbres de transfert entre l’arbre moteur et les arbres des rotors de soufflante forment un angle avec l’arbre moteur compris entre 45° et 135°.
- 10. Ensemble selon l’une des revendications précédentes dont le taux de dilution entre le débit d’air traversant les soufflantes et le débit d’air traversant le générateur de gaz est compris entre 10 et 30.
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2015
- 2015-10-05 FR FR1559449A patent/FR3041932B3/fr active Active
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| CN108045584A (zh) * | 2017-12-14 | 2018-05-18 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空推进系统 |
| CN108045584B (zh) * | 2017-12-14 | 2021-07-09 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空推进系统 |
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