FR3043725A1 - Ensemble propulsif comprenant un moteur principal et un moteur auxiliaire - Google Patents

Ensemble propulsif comprenant un moteur principal et un moteur auxiliaire Download PDF

Info

Publication number
FR3043725A1
FR3043725A1 FR1561001A FR1561001A FR3043725A1 FR 3043725 A1 FR3043725 A1 FR 3043725A1 FR 1561001 A FR1561001 A FR 1561001A FR 1561001 A FR1561001 A FR 1561001A FR 3043725 A1 FR3043725 A1 FR 3043725A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
operating condition
main engine
ratio
engine
take
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
FR1561001A
Other languages
English (en)
Other versions
FR3043725B1 (fr
Inventor
Pascal Charles Edouard Coat
Jean Francois Endy Bersot
Stephane Orcel
Nicolas Jerome Jean Tantot
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
SNECMA SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Priority to FR1561001A priority Critical patent/FR3043725B1/fr
Priority to US15/776,433 priority patent/US20180327109A1/en
Priority to PCT/FR2016/052979 priority patent/WO2017085406A1/fr
Publication of FR3043725A1 publication Critical patent/FR3043725A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR3043725B1 publication Critical patent/FR3043725B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

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
    • F02K3/12—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan characterised by having more than one gas turbine
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D13/00—Combinations of two or more machines or engines
    • 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
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • 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
    • F05D2260/85—Starting
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

L'invention concerne un ensemble propulsif (2) configuré pour fournir une poussée de décollage et une poussée de sommet de montée a et comprenant : - un moteur principal (3), configuré pour fournir une poussée principale au cours du régime de décollage et du régime de sommet en montée présentant un rapport (QTTHP) entre une température en sortie de la turbine haute pression (38) du moteur principal (3) en condition de fonctionnement de sommet de montée (TTHP(ToC)) et une température en sortie de la turbine haute pression (38) du moteur principal (3) en condition de fonctionnement de décollage (TTHP(TkOff)) est compris entre 0.90 et 1.10, par exemple entre 0.95 et 1.05, et - un moteur auxiliaire (4), distinct du moteur principal (3) et configuré pour fournir une poussée auxiliaire afin de compléter la poussée principale du moteur principal (3) pendant au moins le régime de décollage.

Description

DOMAINE DE L’INVENTION L’invention concerne le domaine général des aéronefs, et plus particulièrement du dimensionnement des moteurs de tels aéronefs en vue d’en améliorer, entre autres, la consommation spécifique. L’invention trouve application dans tous les types d’aéronefs destinés à réaliser des missions comportant des conditions de fonctionnement diverses.
ARRIERE-PLAN TECHNOLOGIQUE
En fonctionnement, un moteur donné est sollicité différemment selon les phases de vol de l’aéronef. En effet, à chaque phase de vol est associée une condition de fonctionnement du moteur, dont le ralenti au sol (ou « idle » en anglais), le décollage (ou « take off » en anglais), la montée (ou « climb » en anglais), le sommet de montée (ou « top of climb » ou « maximum climb » en anglais) ou encore la croisière (ou « cruise » en anglais). Pendant les conditions de fonctionnement précitées, le moteur est maintenu pendant un temps relativement long (entre une trentaine de secondes pour le décollage et plusieurs heures pour la croisière) à des spectres de vitesse prédéfinis, qui dépendent de la redline du moteur (à savoir la vitesse maximale absolue rencontrée par l’arbre basse pression durant tout le vol).
La condition de fonctionnement du moteur la plus contraignante en termes de poussée est le décollage. C’est pourquoi, habituellement, les moteurs pour aéronefs sont dimensionnés en fonction de cette condition de fonctionnement afin de garantir leur capacité à faire décoller l’aéronef. Pour cela, les moteurs sont dimensionnés de manière à fonctionner aux températures maximales en entrée et en sortie de la chambre de combustion pendant la phase de décollage, afin que l’efficacité du cycle thermodynamique (et donc énergétique) du moteur soit optimale pendant cette phase. Ces températures d’entrée et de sortie de la chambre de combustion vont donc directement conditionner la taille des parties haute pression du moteur (compresseur haute pression, chambre de combustion et turbine haute pression) ainsi que leur matériau constitutif, afin qu’ils soient capables de fournir la poussée nécessaire au décollage.
Toutefois, la durée de la phase de décollage est très courte (entre une et cinq minutes environ, selon les types d’aéronef et leur mission) devant les autres phases de vol. Il en résulte que, pendant la majeure partie du vol, le moteur nécessite une plus faible poussée et présente donc une efficacité thermodynamique (et donc énergétique) moindre. C’est notamment le cas de la condition de fonctionnement de croisière, qui dure généralement au moins une trentaine de minutes. En effet, pendant la croisière, la puissance requise par le moteur est plus faible que pendant le décollage. Or, la diminution de la puissance du moteur est obtenue en réduisant la température en sortie de la chambre de combustion et donc en entrée de la turbine haute pression du moteur, ce qui implique une réduction du rapport global de compression. Il en résulte que pendant cette phase de vol, la consommation spécifique du moteur est plus importante que son optimum.
Or actuellement, afin de respecter les contraintes réglementaires croissantes (en termes d’acoustique et d’émission de polluants notamment) et de réduire les coûts de fonctionnement des moteurs, notamment liés à leur consommation spécifique, les motoristes ont tendance à augmenter la température en entrée et en sortie des chambres de combustion afin de réduire la taille du corps haute pression des moteurs et d’augmenter la taille du corps basse pression tout en maintenant des diamètres de soufflante acceptables pour les avionneurs. Une telle augmentation de la température en entrée et en sortie de la chambre de combustion permet en outre d’améliorer l’efficacité du cycle thermodynamique des moteurs, dans la mesure où le rapport global de compression et la température en entrée de la turbine haute pression augmentent. Cela améliore effectivement l’efficacité thermodynamique en phase de décollage, qui est la phase dimensionnante. Toutefois, l’efficacité thermodynamique dans les autres phases de vol n’est pas optimale, notamment en condition de fonctionnement de croisière.
Les motoristes cherchent donc à trouver un compromis entre les besoins du moteur suivants les différentes conditions de fonctionnement et l’impact de ces contraintes en termes de consommation spécifique, de masse, de contraintes acoustiques, etc.
RESUME DE L’INVENTION
Un objectif de l’invention est donc de proposer une solution dans le domaine de la propulsion des aéronefs qui réponde à cette problématique de conciliation des contraintes opérationnelles, telle que la capacité de l’ensemble propulsif à faire décoller un aéronef, avec des objectifs de consommation de carburant ambitieux, typiques de l’aviation commerciale civile.
Pour cela, l’invention propose un ensemble propulsif pour un aéronef, ledit ensemble propulsif étant configuré pour fournir une poussée de décollage au cours d’une condition de fonctionnement de décollage et une poussée de sommet de montée au cours d’une condition de fonctionnement de sommet de montée et comprenant : - au moins un moteur principal, configuré pour fournir une poussée principale au cours de la condition de fonctionnement de décollage et de la condition de fonctionnement de sommet en montée, et comprenant une turbine haute pression, - au moins un moteur auxiliaire, distinct du moteur principal et configuré pour fournir une poussée auxiliaire afin de compléter la poussée principale du moteur principal pendant au moins la condition de fonctionnement de décollage.
Un rapport entre une température en sortie de la turbine haute pression du moteur principal en condition de fonctionnement de sommet de montée et une température en sortie de la turbine haute pression du moteur principal en condition de fonctionnement de décollage est par ailleurs compris entre 0.90 et 1.10, par exemple entre 0.95 et 1.05.
Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives de l’ensemble propulsif décrit ci-dessus sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison : - le moteur principal comprend en outre une soufflante carénée qui présente une section d’entrée, ladite soufflante étant située en amont de la turbine haute pression dans le sens d’écoulement des gaz dans le moteur principal, et un rapport de débit réduit de soufflante du moteur principal, correspondant au rapport entre le débit réduit d’air entrant dans la soufflante du moteur principal au niveau de la section d’entrée en condition de fonctionnement de sommet de montée et le débit réduit d’air entrant dans la soufflante du moteur principal au niveau de ladite section d’entrée en condition de fonctionnement de décollage, est compris entre 1.30 et 1.50, de préférence entre 1.35 et 1.40, - le moteur principal comprend en outre un compresseur haute pression situé en amont de la turbine haute pression dans le sens d’écoulement des gaz dans le moteur principal, et un rapport de température du compresseur haute pression, correspondant au rapport entre une température en sortie du compresseur haute pression du moteur principal en condition de fonctionnement de sommet de montée et une température en sortie du compresseur haute pression du moteur principal en condition de fonctionnement de décollage, est compris entre 0.90 et 1.10, par exemple entre 0.95 et 1.05, - le moteur principal comprend en outre, d’amont en aval dans le sens d’écoulement des gaz dans le moteur principal, un compresseur haute pression et une chambre de combustion situés en amont de la turbine haute pression, et un rapport de température du moteur principal, correspondant au rapport entre, d’une part, un rapport entre une température en sortie de la chambre de combustion du moteur principal en condition de fonctionnement de sommet de montée et une température en sortie de la chambre de combustion du moteur principal en condition de fonctionnement de décollage, et d’autre part, un rapport entre une température en sortie du compresseur haute pression du moteur principal en condition de fonctionnement de sommet de montée et une température en sortie du compresseur haute pression du moteur principal en condition de fonctionnement de décollage, est compris entre 1.00 et 1.10, - un rapport de taille de corps du moteur principal correspondant au rapport entre une taille de corps au niveau d’une section d’entrée du compresseur haute pression du moteur principal en condition de fonctionnement de sommet de montée et la taille de corps au niveau de ladite section d’entrée du compresseur haute pression du moteur principal en condition de fonctionnement de décollage est compris entre 0.95 et 1.05, - un rapport entre un taux de compression global du moteur principal en condition de fonctionnement de sommet de montée et un taux de compression global du moteur principal en condition de fonctionnement de décollage, est compris entre 1.50 et 1.90, par exemple entre 1.55 et 1.80, - le moteur principal comprend en outre une chambre de combustion située en amont de la turbine haute pression dans le sens d’écoulement des gaz dans le moteur principal, et un rapport de chambre de combustion, correspondant au rapport entre une température en sortie de la chambre de combustion du moteur principal en condition de fonctionnement de sommet de montée et une température en sortie de la chambre de combustion du moteur principal en condition de fonctionnement de décollage est compris entre 0.90 et 1.10, par exemple entre 1.00 et 1.05, - le moteur auxiliaire comprend une soufflante carénée présentant une section d’entrée, et dans lequel un rapport de débit réduit de soufflante du moteur auxiliaire, correspondant au rapport entre le débit réduit d’air entrant dans la soufflante du moteur auxiliaire au niveau de la section d’entrée en condition de fonctionnement de sommet de montée et le débit réduit d’air entrant dans la soufflante du moteur auxiliaire au niveau de ladite section d’entrée en condition de fonctionnement de décollage, est compris entre 1.00 et 1.10, - un rapport entre un taux de compression global du moteur auxiliaire en condition de fonctionnement de sommet de montée et un taux de compression global du moteur auxiliaire en condition de fonctionnement de décollage, est compris entre 1.00 et 1.30, et/ou - l’ensemble propulsif comprend au moins deux moteurs auxiliaires, la poussée desdits moteurs auxiliaires participant à hauteur de 100% de la poussée auxiliaire.
BREVE DESCRIPTION DES DESSINS D’autres caractéristiques, buts et avantages de la présente invention apparaîtront mieux à la lecture de la description détaillée qui va suivre, et au regard des dessins annexés donnés à titre d’exemples non limitatifs et sur lesquels :
La figure 1 est un graphique illustrant, pour plusieurs paramètres, le rapport entre la valeur de ce paramètre mesuré pour une condition de fonctionnement correspondant au sommet de montée et la valeur de ce paramètre mesuré pour une condition de fonctionnement correspondant au décollage, pour un exemple de réalisation d’un moteur principal d’un ensemble propulsif conforme à l’invention et pour un moteur conventionnel,
La figure 2 illustre un exemple de réalisation d’un aéronef pouvant comprendre un ensemble propulsif conforme à l’invention, et
La figure 3 est une vue schématique en coupe partielle d’un exemple de réalisation d’un moteur principal.
DESCRIPTION DETAILLEE D’UN MODE DE REALISATION
Afin d’améliorer la consommation spécifique d’un ensemble propulsif 2 pour un aéronef 1 comprenant un moteur principal 3, l’invention propose de libérer le moteur principal 3 de la contrainte d’être capable de fournir une poussée suffisante pour faire décoller l’aéronef 1 et d’ajouter à l’ensemble propulsif 2 un moteur auxiliaire 4, distinct du moteur principal 3, afin de compenser la perte de poussée liée à cette modification du moteur principal 3. Il devient alors possible de dimensionner le moteur principal 3 en améliorant significativement sa consommation spécifique dans les phases de vol ayant une durée importante, comme la croisière, tout en garantissant que l’ensemble propulsif 2 est capable de faire décoller l’aéronef 1.
Pour cela, l’ensemble propulsif 2 comprend au moins un moteur principal 3 configuré pour fournir une poussée principale qui est assisté pendant certaines phases de vol par au moins un moteur auxiliaire 4 configuré pour fournir une poussée auxiliaire.
Dans ce qui suit, l’invention va plus particulièrement être décrite dans le cas où le moteur principal 3 comprend un turboréacteur. Ceci n’est cependant pas limitatif, le ou les moteurs principaux 3 pouvant comprendre un ou plusieurs turboréacteurs et/ou un ou plusieurs turbopropulseurs, lesdits moteurs principaux 3 pouvant comprendre au moins une soufflante/hélice carénée ou non carénée.
De manière connue en soi, le turboréacteur 3 comprend donc, d’amont en aval dans le sens d’écoulement des gaz dans le turboréacteur 3, au moins une soufflante 30 carénée et logée dans un carter de soufflante 30, un espace annulaire d’écoulement primaire et un espace annulaire d’écoulement secondaire. La masse d’air aspirée par la soufflante 30 est donc divisée en un flux primaire, qui circule dans l’espace d’écoulement primaire, et en un flux secondaire, qui est concentrique avec le flux primaire et circule dans l’espace d’écoulement secondaire. L’espace d’écoulement primaire traverse un corps primaire comprenant un ou plusieurs étages de compresseurs, par exemple un compresseur basse pression 32 et un compresseur haute pression 34, une chambre de combustion 36, un ou plusieurs étages de turbines, par exemple une turbine haute pression 38 et une turbine basse pression 40, et une tuyère d’échappement des gaz.
Selon les phases de vol, le moteur principal 3 et le moteur auxiliaire 4 fournissent ensemble la poussée de l’ensemble propulsif. En particulier, le moteur principal 3 peut être assisté par le moteur auxiliaire 4 en phase de décollage afin de fournir la poussée de décollage à l’ensemble propulsif 2 et éventuellement en phase de sommet de montée afin de fournir la poussée de sommet de montée. Par exemple, la poussée fournie par l’ensemble propulsif 2 pendant la phase de décollage peut être obtenue à hauteur de 5% à 45% par le moteur auxiliaire 4, le complément étant apporté par le moteur principal 3. En phase de sommet de montée, le moteur principal 3 peut fournir toute la poussée nécessaire, ou être assisté à hauteur de 0% à 50% par le moteur auxiliaire 4.
Typiquement, pour un moteur ayant une redline de vitesse de rotation des parties basse pression comprise entre 3000 tr/min (tours par minute) et 4000 tr/min, le décollage correspond à une vitesse de rotation de l’arbre basse pression comprise entre 2500 et 3000 tr/min, tandis que le sommet de montée correspond à une vitesse de rotation de l’arbre basse pression comprise entre 3000 tr/min et 3500 tr/min. Par ailleurs, l’ensemble propulsif 2 peut présenter des conditions de fonctionnement supplémentaires, tels que, entre autres, la croisière, le ralenti (au sol et en vol), etc.
On notera que la répartition de la poussée entre le moteur principal 3 et le moteur auxiliaire 4 de l’ensemble propulsif 2 peut être déterminée en fonction du type d’aéronef 1 et du type de mission associée (court, moyen, long courrier, etc.). Typiquement, pour un aéronef 1 configuré pour effectuer une mission du type long-courrier, la quote-part de la poussée fournie par le moteur auxiliaire 4 au sommet de montée est de préférence plus importante que dans le cas d’un aéronef 1 configuré pour effectuer une mission du type court-courrier. En effet, le temps de vol en condition de fonctionnement de croisière est plus court sur un court-courrier que sur un long-courrier, de sorte qu’il peut être préférable d’améliorer le rendement thermodynamique de l’ensemble propulsif 2 au sommet de montée et de limiter l’encombrement et le poids du moteur auxiliaire 4 plutôt que d’améliorer son rendement thermodynamique en croisière et d’augmenter l’encombrement et le poids du moteur auxiliaire 4.
Le moteur auxiliaire 4 peut fournir une poussée de manière continue entre la condition de fonctionnement correspondant au décollage et la condition de fonctionnement correspondant au sommet de montée, ou en variante être arrêté pendant l’un au moins desdits régimes.
Afin de réduire la consommation spécifique de l’ensemble propulsif 2 tout en garantissant la capacité de l’ensemble propulsif 2 à faire décoller un aéronef 1, le moteur principal 3 est dimensionné de sorte qu’un rapport QTjhp entre une température en sortie de la turbine haute pression 38 (et donc en entrée de la turbine basse pression 40) du moteur principal 3 en condition de fonctionnement de sommet de montée TTHp(toc) et une température en sortie de la turbine haute pression 38 du moteur principal 3 en condition de fonctionnement de décollage T-mp(TkOff) est compris entre 0.90 et 1.10, par exemple entre 0.95 et 1.05. Cette relation est valable quel que soit le type du moteur principal 3 (ou un plusieurs turboréacteur(s) et/ou turbopropulseur(s)).
La température en sortie de la turbine haute pression Tjhp peut, par exemple, être mesurée dans une zone proche de la dernière roue mobile de la turbine haute pression 38 (au niveau du bord d’attaque du premier distributeur de la turbine basse pression 40 ou au niveau de la paroi d’intrados du deuxième distributeur de la turbine basse pression 40). A titre de comparaison, pour un moteur conventionnel (c’est-à-dire un moteur dimensionné à partir de la condition de fonctionnement de décollage et qui est dépourvu de moteur auxiliaire), le rapport de température QTTHp est généralement compris entre 0.85 et 0.95. On en déduit que la température en sortie de la turbine basse pression 40 en sommet de montée est plus élevée dans le moteur principal 3 que dans un moteur conventionnel.
La température en entrée de la turbine basse pression 40 est un point d’optimisation de la turbine basse pression 40 et du moteur principal 3 en général. Le choix de la température en sortie de la turbine haute pression 38 en condition de fonctionnement de sommet de montée Tjhp(toc) permet ainsi de dimensionner le moteur principal 3 en condition de fonctionnement de sommet de montée ou de croisière, qui couvrent une partie substantielle du fonctionnement du moteur principal 3, et non exclusivement en condition de fonctionnement de décollage. La limitation des excursions thermiques vues par la turbine basse pression 40 entre les conditions décollage et croisière contribue à limiter la dégradation mécanique de cette dernière et donc à améliorer sa durée de vie.
Dans le cas où le moteur principal 3 comprend au moins un turboréacteur, un rapport de débit réduit de soufflante Qfan du moteur principal 3 peut être compris entre 1.30 et 1.50. Par rapport de débit réduit de soufflante Qfan du moteur principal 3, on comprendra ici le rapport entre le débit réduit d’air entrant dans la soufflante 30 du moteur principal 3 au niveau de la section d’entrée en condition de fonctionnement de sommet de montée et le débit réduit d’air entrant dans la soufflante 30 du moteur principal 3 au niveau de ladite section d’entrée en condition de fonctionnement de décollage. Le débit réduit Qfan correspond ici au débit d’air massique total en entrée de la soufflante Qmfan et réduit avec les conditions totales de pression et de température en entrée de la soufflante conformément à la formule suivante :
où : - Qmfan correspond au débit d’air massique total au niveau de la section d’entrée de la soufflante, - Tfan correspond à la température au niveau de la section d’entrée de la soufflante (exprimée en Kelvin, K), - Tstd correspond à la température standard (288.15 K), - Pfan correspond à la pression au niveau de la section d’entrée de la soufflante (exprimée en Bar),
- Pstd correspond à la pression standard (1.0135 Bar).
La section d’entrée de la soufflante 30, où sont mesurés le débit d’air Qrrifan, la température Tfan et la pression Pfan correspond à la surface du carter de soufflante 30 vue par l’écoulement qui entre dans ladite soufflante 30, dans un plan perpendiculaire à un axe de révolution de la soufflante 30. On notera que la position exacte de la mesure de cette section d’entrée n’est pas déterminante dans la mesure où l’on évalue un rapport de débit, tant que le débit est déterminé pour la même section d’entrée de la soufflante 30 en condition de fonctionnement de décollage et en condition de fonctionnement de sommet de montée.
Pour calculer ce rapport Qfan, le débit réduit d’air en condition de fonctionnement de sommet de montée et en condition de fonctionnement de décollage est mesuré lorsque le moteur principal 3 est stationnaire dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l’Organisation de l'aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3e édition) et au niveau de la mer.
Un moteur principal 3 comprenant un turboréacteur ayant un tel rapport de débit réduit de soufflante Qfan présente alors une meilleure consommation spécifique en comparaison avec un moteur conventionnel puisqu’il est dimensionné non pas en fonction d’un compromis entre la condition de fonctionnement de décollage et la condition de fonctionnement de croisière, mais en fonction principalement de la condition de fonctionnement de sommet de montée et de croisière, qui correspondent à une partie substantielle du fonctionnement du moteur principal 3. Le débit réduit d’air Qfan en entrée de la soufflante 30 de ce moteur principal 3 est donc plus important au sommet de montée qu’au décollage alors que, pour un moteur conventionnel, le rapport de débit réduit de soufflante Qfan se situe entre 1.00 et 1.10. Il en résulte qu’un moteur principal 3 conforme à l’invention présente un cycle thermodynamique plus efficace qu’un moteur conventionnel.
Dans une forme de réalisation, le rapport de pression totale de la soufflante 30 du moteur principal 3 peut être compris entre 1.35 et 1.40.
Un rapport Qopr entre le taux de compression global du moteur principal 3 en condition de fonctionnement de sommet de montée et le taux de compression global du moteur principal 3 en condition de fonctionnement de décollage, peut être compris entre 1.50 et 1.90, par exemple entre 1.55 et 1.80. Cette relation est valable quel que soit le type du moteur principal 3 (ou un plusieurs turboréacteur(s) et/ou turbopropulseur(s)). A titre de comparaison, pour un moteur conventionnel, ce rapport est habituellement compris entre 1.00 et 1.30. Cette différence s’explique par le fait que l’assistance du moteur auxiliaire 4 permet d’optimiser le fonctionnement thermodynamique du moteur principal 3 en choisissant par conception de le faire fonctionner pour toutes les conditions de fonctionnement (décollage, sommet de montée, croisière, ralenti, etc.) à des températures et pressions proches des maxima autorisés par la nature des matériaux et composants de ses modules. Cela permet en particulier d’augmenter le taux de compression dans les compresseurs basse pression et haute pression du moteur principal 3.
Par taux de compression global, on comprendra ici la combinaison du rapport de compression du compresseur haute pression 34, du compresseur basse pression 32 et de la soufflante 30 ou, en d’autre termes, le rapport entre la pression en sortie du compresseur haute pression 34 (et donc en entrée de chambre de combustion 36) et la pression à l’entrée de la soufflante 30. Le taux de compression global est déterminé, que ce soit en condition de fonctionnement de sommet de montée ou en condition de fonctionnement de décollage, lorsque le moteur principal 3 est stationnaire dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l’Organisation de l'aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3e édition) et au niveau de la mer.
Un rapport de température du compresseur haute pression QTchp, correspondant au rapport entre la température en sortie du compresseur haute pression 34 (et donc en entrée de chambre de combustion 36) du moteur principal 3 en condition de fonctionnement de sommet de montée Tchp(toc) et une température en sortie du compresseur haute pression 34 du moteur principal 3 en condition de fonctionnement de décollage TcHP(TkOff) peut être compris entre 0.90 et 1.10, par exemple entre 0.95 et 1.05. La température en sortie du compresseur haute pression TChp représente la température du fluide à la sortie du diffuseur, qui est lui-même placé derrière la dernière roue mobile du compresseur haute pression 34. Cette relation est valable quel que soit le type du moteur principal 3 (ou un plusieurs turboréacteur(s) et/ou turbopropulseur(s)). A titre de comparaison, pour un moteur conventionnel, le rapport de température QTchp est généralement compris entre 0.85 et 0.95. On en déduit que la température Tchp en sortie du compresseur haute pression 34 en sommet de montée est plus élevée dans le moteur principal 3 que dans un moteur conventionnel. Le taux de compression du compresseur haute pression 34 est donc plus élevé pour le moteur principal 3 au sommet de montée, ce qui constitue un bénéfice en termes de rendement thermique du turboréacteur du moteur principal 3.
Dans un moteur du type turboréacteur, la pression de l’air en sortie du compresseur haute pression 34 est la plus élevée du moteur. Il en résulte que le compresseur haute pression 34 ne peut être refroidi, puisqu’aucun des autres composants n’est susceptible de lui fournir un air suffisamment pressurisé pour le ventiler. La température en sortie du compresseur haute pression 34 est donc un point d’optimisation de ce compresseur. En dimensionnant le moteur principal 3 de sorte que la température Tchpctoc) en sommet de montée est supérieure à la température TcHP(TkOff) au décollage, il est ainsi possible d’optimiser le cycle thermodynamique du turboréacteur du moteur principal 3 en condition de fonctionnement de sommet de montée ou de croisière, au lieu d’avoir un compromis entre les optimisations en condition de fonctionnement de sommet de montée et condition de fonctionnement de décollage, et d’améliorer la consommation spécifique du moteur principal 3. On notera que, connaissant la température optimale TChp à atteindre en sortie du compresseur haute pression 34, il est alors possible de définir une forme optimale des aubages de chaque étage du compresseur haute pression 34, associée à une technologie de matériau.
Un rapport de température de chambre de combustion QTComb, correspondant au rapport entre la température en sortie de la chambre de combustion 36 (et donc en entrée de la turbine haute pression 38) du moteur principal 3 en condition de fonctionnement de sommet de montée Tcomb(Toc) et une température en sortie de la chambre de combustion 36 du moteur principal 3 en condition de fonctionnement de décollage Tcomb(Tkoff), peut être compris entre 0.90 et 1.10, par exemple entre 1.00 et 1.05. A titre de comparaison, pour un moteur conventionnel, le rapport de température QTcomb est généralement compris entre 0.85 et 0.95. On en déduit que la température TComb en sortie de la chambre de combustion 36 en sommet de montée est plus élevée dans le moteur principal 3 que dans un moteur conventionnel. Le cycle thermodynamique du turboréacteur du moteur principal 3 est donc plus efficace. Cette relation est valable quel que soit le type du moteur principal 3 (ou un plusieurs turboréacteur(s) et/ou turbopropulseur(s)).
Dans un moteur du type turboréacteur, on refroidit généralement par ventilation la turbine haute pression 38. Le dimensionnement du système de refroidissement est généralement réalisé sur les conditions de température maximales rencontrées au niveau de la condition de décollage, et le système de refroidissement se retrouve surdimensionné et sous-exploité pour les autres conditions de fonctionnement. Le rapport de température QTcomb ainsi défini permet d’utiliser en permanence le système de refroidissement de la turbine haute pression 38 du moteur principal 3 sur son optimum de fonctionnement et donc d’efficacité de refroidissement. En outre, la limitation des excursions thermiques vues par la turbine haute pression 38 entre les conditions décollage et de croisière contribue à limiter la dégradation mécanique de cette dernière et donc à améliorer sa durée de vie.
Un rapport de température haute pression QTComb/QTcHP, correspondant au rapport entre, d’une part, le rapport QTcomb entre la température en sortie de la chambre de combustion 36 du moteur principal 3 en condition de fonctionnement de sommet de montée Tcomb(Toc) et la température en sortie de la chambre de combustion 36 du moteur principal 3 en condition de fonctionnement de décollage TComb(Tkoff), et d’autre part, le rapport de température QTChp entre la température en sortie du compresseur haute pression 34 du moteur principal 3 en condition de fonctionnement de sommet de montée TChp(toc) et une température en sortie du compresseur haute pression 34 du moteur principal 3 en condition de fonctionnement de décollage TcHP(Tkofi), peut être compris entre 1.00 et 1.10.
En d’autres termes, le rapport de température haute pression QTcomb/QTcHP correspond au rapport entre le rapport température QTcomb et le rapport de température QTchp-
Cette relation est valable quel que soit le type du moteur principal 3 (ou un plusieurs turboréacteur(s) et/ou turbopropulseur(s)).
On comprendra donc qu’ici, le moteur principal 3 n’est pas un moteur à cycle variable, puisque son rapport de température haute pression QTcomb/QTcHP est sensiblement égal à celui d’un moteur conventionnel quelles que soient les conditions de fonctionnement.
Un rapport de taille de corps QCOre du moteur principal 3 entre les conditions de fonctionnement de sommet de montée et de décollage peut être compris entre 0.95 et 1.05. Cette relation est valable quel que soit le type du moteur principal 3 (ou un plusieurs turboréacteur(s) et/ou turbopropulseur(s)).
Par rapport de taille de corps QCOre du moteur principal 3, on comprendra ici le rapport entre la taille de corps au niveau d’une section d’entrée du compresseur haute pression 34 du moteur principal 3 en condition de fonctionnement de sommet de montée et la taille de corps au niveau de ladite section d’entrée en condition de fonctionnement de décollage.
La taille de corps TCOre correspond ici au débit massique d’air QmCOre entrant dans le compresseur haute pression 34 du moteur principal 3 au niveau de la section d’entrée corrigé des conditions de température TChp et de pression Pchp totale en sortie du compresseur haute pression 34 conformément à la formule suivante :
où : - QmcHP correspond au débit d’air massique total en entrée de la soufflante, - Tchp correspond à la température en sortie du compresseur haute pression 34 (exprimée en Kelvin, K), - Tstd correspond à la température standard (288.15 K), - Pchp correspond à la pression en sortie du compresseur haute pression 34 (exprimée en Bar), - Pstd correspond à la pression standard (1.0135 Bar).
Ici encore, la taille de corps TCOre en condition de fonctionnement de sommet de montée et en condition de fonctionnement de décollage est mesurée lorsque le moteur principal 3 est stationnaire dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l’Organisation de l'aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3e édition) et au niveau de la mer.
La taille de corps TCOre est représentative de la hauteur géométrique de la veine du compresseur haute pression 34.
Le moteur auxiliaire 4 peut, également, être dimensionné de manière à optimiser la consommation spécifique de l’ensemble propulsif 2. Typiquement, lorsque le moteur auxiliaire 4 comprend un ou plusieurs turboréacteurs comportant, de manière conventionnelle, une soufflante carénée, un rapport de débit de soufflante Qfan du moteur auxiliaire 4 peut être compris entre 1.00 et 1.10.
De manière analogue au rapport de débit de soufflante Qfan du moteur principal 3 défini ci-dessus, le rapport de débit de soufflante Qfan du moteur auxiliaire 4 correspond alors au rapport entre le débit d’air entrant dans la soufflante du moteur auxiliaire 4 au niveau de la section d’entrée en condition de fonctionnement de sommet de montée et le débit d’air entrant dans la soufflante du moteur auxiliaire 4 au niveau de ladite section d’entrée en condition de fonctionnement de décollage, le débit étant mesuré lorsque le moteur auxiliaire 4 est stationnaire dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l’Organisation de l'aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3e édition) et au niveau de la mer.
En variante, le ou les moteurs auxiliaires 4 peuvent comprendre un ou plusieurs turbopropulseurs et/ou un ou plusieurs effecteurs propulsifs entraînés par des moteurs électriques. Selon une autre variante, le ou les moteurs auxiliaires peuvent comprendre un ou plusieurs turboréacteurs en combinaison avec un ou plusieurs turbopropulseurs et/ou un ou plusieurs effecteurs propulsifs entraînés par des moteurs électriques
Par ailleurs, le rapport Qopr entre le taux de compression global du moteur auxiliaire 4 en condition de fonctionnement de sommet de montée et le taux de compression global du moteur auxiliaire 4 en condition de fonctionnement de décollage peut être compris entre 1.00 et 1.30.
Ici encore, le taux de compression global en condition de fonctionnement de sommet de montée et en condition de fonctionnement de décollage est mesuré lorsque le moteur auxiliaire 4 est stationnaire dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l’Organisation de l'aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3e édition) et au niveau de la mer.
Un rapport de taille de corps QCOre du moteur auxiliaire 4 entre les conditions de fonctionnement de sommet de montée et de décollage est compris entre 0.95 et 1.05.
Par rapport de taille de corps QCOre du moteur auxiliaire 4, on comprendra ici le rapport entre la taille de corps au niveau d’une section d’entrée du compresseur haute pression 34 du moteur auxiliaire 4 en condition de fonctionnement de sommet de montée et la taille de corps au niveau de ladite section d’entrée en condition de fonctionnement de décollage.
La définition et la mesure de la taille de corps TCOre indiquée pour le moteur principale 3 s’applique mutatis mutandis au moteur auxiliaire 4. L’ensemble propulsif 2 peut comprendre un ou plusieurs moteurs principaux 3 et un ou plusieurs moteurs auxiliaires 4. Dans ce cas, le ou les moteurs principaux 3 participent alors ensemble dans la fourniture de la poussée principale, tandis que le ou les moteurs auxiliaires 4 participent ensemble dans la fourniture de la poussée auxiliaire.
Par exemple, l’ensemble propulsif 2 peut comprendre un moteur principal 3 et deux moteurs auxiliaires 4. Les moteurs auxiliaires 4 peuvent par exemple être fixés sous les ailes d’un aéronef 1 tandis que le moteur principal 3 peut être placé à l’arrière du fuselage de l’aéronef 1, comme illustré sur la figure 2.
Typiquement, l’ensemble propulsif 2 peut comprendre un turbopropulseur à hélice non carénée et deux moteurs auxiliaires 4 comprenant chacun un ou plusieurs effecteurs entraînés par un moteur électrique.
Le cas échéant, le ou les moteurs auxiliaires 4 peuvent être escamotables, c’est-à-dire que leur position peut être modifiée pendant certaines phases du vol de l’aéronef 1 afin de minimiser leur traînée. Par exemple, les moteurs auxiliaires 4 peuvent être escamotés en étant rentrés dans une cale spécifique formée dans les ailes de l’aéronef 1.

Claims (10)

  1. REVENDICATIONS
    1. Ensemble propulsif (2) pour un aéronef (1), ledit ensemble propulsif (2) étant configuré pour fournir une poussée de décollage au cours d’une condition de fonctionnement de décollage et une poussée de sommet de montée au cours d’une condition de fonctionnement de sommet de montée et comprenant : - au moins un moteur principal (3), configuré pour fournir une poussée principale au cours de la condition de fonctionnement de décollage et de la condition de fonctionnement de sommet en montée, et - au moins un moteur auxiliaire (4), distinct du moteur principal (3) et configuré pour fournir une poussée auxiliaire afin de compléter la poussée principale du moteur principal (3) pendant au moins la condition de fonctionnement de décollage, l’ensemble propulsif (2) étant caractérisé en ce que - le moteur principal (3) comprend une turbine haute pression (38), et - un rapport (QTthp) entre une température en sortie de la turbine haute pression (38) du moteur principal (3) en condition de fonctionnement de sommet de montée (Tjhp(toc)) et une température en sortie de la turbine haute pression (38) du moteur principal (3) en condition de fonctionnement de décollage (TTHP(Tkofi)) est compris entre 0.9 et 1.10, par exemple entre 0.95 et 1.05.
  2. 2. Ensemble propulsif (2) selon la revendication 1, dans lequel : - le moteur principal (3) comprend en outre une soufflante (30) carénée qui présente une section d’entrée, ladite soufflante étant située en amont de la turbine haute pression (38) dans le sens d’écoulement des gaz dans le moteur principal (3), et - un rapport de débit réduit de soufflante (Qfan) du moteur principal (3), correspondant au rapport entre le débit réduit d’air entrant dans la soufflante (30) du moteur principal (3) au niveau de la section d’entrée en condition de fonctionnement de sommet de montée et le débit réduit d’air entrant dans la soufflante (30) du moteur principal (3) au niveau de ladite section d’entrée en condition de fonctionnement de décollage, est compris entre 1.30 et 1.50, de préférence entre 1.35 et 1.40.
  3. 3. Ensemble propulsif (2) selon l’une des revendications 1 ou 2, dans lequel : - le moteur principal comprend en outre un compresseur haute pression (34) situé en amont de la turbine haute pression (38) dans le sens d’écoulement des gaz dans le moteur principal (3), et - un rapport de température du compresseur haute pression (QTchp), correspondant au rapport entre une température en sortie du compresseur haute pression (34) du moteur principal (3) en condition de fonctionnement de sommet de montée (TChp(toc)) et une température en sortie du compresseur haute pression (34) du moteur principal (3) en condition de fonctionnement de décollage (TcHPfrkoff)), est compris entre 0.90 et 1.10, par exemple entre 0.95 et 1.05.
  4. 4. Ensemble propulsif (2) selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel : - le moteur principal (3) comprend en outre, d’amont en aval dans le sens d’écoulement des gaz dans le moteur principal (3), un compresseur haute pression (34) et une chambre de combustion (36) situés en amont de la turbine haute pression (38), et - un rapport de température (QTcomb/QTcHp) du moteur principal (3), correspondant au rapport entre, d’une part, un rapport (QTcomb) entre une température en sortie de la chambre de combustion (36) du moteur principal (3) en condition de fonctionnement de sommet de montée (Tcomb(Toc)) et une température en sortie de la chambre de combustion (36) du moteur principal (3) en condition de fonctionnement de décollage (TC0mb(TkOff)), et d’autre part, un rapport (QTchp) entre une température en sortie du compresseur haute pression (34) du moteur principal (3) en condition de fonctionnement de sommet de montée (TChp(toc)) et une température en sortie du compresseur haute pression (34) du moteur principal (3) en condition de fonctionnement de décollage (TCHP(TkOff)). est compris entre 1.00 et 1.10.
  5. 5. Ensemble propulsif (2) selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel un rapport de taille de corps (QCOre) du moteur principal (3), correspondant au rapport entre une taille de corps au niveau d’une section d’entrée du compresseur haute pression (34) du moteur principal (3) en condition de fonctionnement de sommet de montée et la taille de corps au niveau de ladite section d’entrée du compresseur haute pression (34) du moteur principal (3) en condition de fonctionnement de décollage est compris entre 0.95 et 1.05.
  6. 6. Ensemble propulsif (2) selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel un rapport (Qopr) entre un taux de compression global du moteur principal (3) en condition de fonctionnement de sommet de montée et un taux de compression global du moteur principal (3) en condition de fonctionnement de décollage, est compris entre 1.50 et 1.90, par exemple entre 1.55 et 1.80.
  7. 7. Ensemble propulsif (2) selon l’une des revendications 1 à 6, dans lequel : - le moteur principal (3) comprend en outre une chambre de combustion (36) située en amont de la turbine haute pression (38) dans le sens d’écoulement des gaz dans le moteur principal (3), et - un rapport de chambre de combustion (QTcomb), correspondant au rapport entre une température en sortie de la chambre de combustion (36) du moteur principal (3) en condition de fonctionnement de sommet de montée (Tcomb(Toc)) et une température en sortie de la chambre de combustion (36) du moteur principal (3) en condition de fonctionnement de décollage (Tcomb(TkOff)) est compris entre 0.90 et 1.10, par exemple entre 1.00 et 1.05.
  8. 8. Ensemble propulsif (2) selon l’une des revendications 1 à 7, dans lequel le moteur auxiliaire (4) comprend une soufflante carénée présentant une section d’entrée, et dans lequel un rapport de débit réduit de soufflante du moteur auxiliaire (4), correspondant au rapport entre le débit réduit d’air entrant dans la soufflante du moteur auxiliaire (4) au niveau de la section d’entrée en condition de fonctionnement de sommet de montée et le débit réduit d’air entrant dans la soufflante du moteur auxiliaire (4) au niveau de ladite section d’entrée en condition de fonctionnement de décollage, est compris entre 1.00 et 1.10.
  9. 9. Ensemble propulsif (2) selon l’une des revendications 1 à 8, dans lequel un rapport entre un taux de compression global du moteur auxiliaire (4) en condition de fonctionnement de sommet de montée et un taux de compression global du moteur auxiliaire (4) en condition de fonctionnement de décollage, est compris entre 1.00 et 1.30.
  10. 10. Ensemble propulsif selon l’une des revendications 1 à 9, comprenant au moins deux moteurs auxiliaires (4), la poussée desdits moteurs auxiliaires (4) participant à hauteur de 100% de la poussée auxiliaire.
FR1561001A 2015-11-16 2015-11-16 Ensemble propulsif comprenant un moteur principal et un moteur auxiliaire Active FR3043725B1 (fr)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1561001A FR3043725B1 (fr) 2015-11-16 2015-11-16 Ensemble propulsif comprenant un moteur principal et un moteur auxiliaire
US15/776,433 US20180327109A1 (en) 2015-11-16 2016-11-16 Propulsion unit comprising a main engine and an auxiliary engine
PCT/FR2016/052979 WO2017085406A1 (fr) 2015-11-16 2016-11-16 Ensemble propulsif comprenant un moteur principal et un moteur auxiliaire

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1561001A FR3043725B1 (fr) 2015-11-16 2015-11-16 Ensemble propulsif comprenant un moteur principal et un moteur auxiliaire

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR3043725A1 true FR3043725A1 (fr) 2017-05-19
FR3043725B1 FR3043725B1 (fr) 2017-11-17

Family

ID=55135381

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR1561001A Active FR3043725B1 (fr) 2015-11-16 2015-11-16 Ensemble propulsif comprenant un moteur principal et un moteur auxiliaire

Country Status (1)

Country Link
FR (1) FR3043725B1 (fr)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB924078A (en) * 1961-12-22 1963-04-24 Rolls Royce Aircraft
EP1069044A2 (fr) * 1999-07-15 2001-01-17 The Boeing Company Source d'energie et de poussee auxiliaire
US20100044504A1 (en) * 2008-02-29 2010-02-25 Airbus France Rear propulsion system with lateral air inlets for an aircraft with such system

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB924078A (en) * 1961-12-22 1963-04-24 Rolls Royce Aircraft
EP1069044A2 (fr) * 1999-07-15 2001-01-17 The Boeing Company Source d'energie et de poussee auxiliaire
US20100044504A1 (en) * 2008-02-29 2010-02-25 Airbus France Rear propulsion system with lateral air inlets for an aircraft with such system

Also Published As

Publication number Publication date
FR3043725B1 (fr) 2017-11-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2017085406A1 (fr) Ensemble propulsif comprenant un moteur principal et un moteur auxiliaire
WO2017158294A1 (fr) Turboréacteur comprenant un arbre basse pression supercritique
CA2837498C (fr) Distributeur de turbine radiale a calage variable, en particulier de turbine de source de puissance auxiliaire
CA2581540A1 (fr) Systeme de degivrage d'un cone d'entree de turbomoteur pour aeronef
EP3430243B1 (fr) Turboréacteur ayant un groupe lubrification des paliers simplifié
FR2960905A1 (fr) Procede et systeme de pilotage de jeu en sommet d'aubes de rotor de turbine
WO2017085405A1 (fr) Procédé de dimensionnement d'un ensemble propulsif comprenant un moteur principal et un moteur auxiliaire
FR3093349A1 (fr) Moteur à turbine à gaz à engrenages
FR3065994A1 (fr) Turbomachine a rotor de soufflante et reducteur entrainant un arbre de compresseur basse pression
FR3093350A1 (fr) Moteur à turbine à gaz à engrenages
FR2874239A1 (fr) Augmentation de poussee pour turboreacteur a cycle combine
FR3084910A1 (fr) Moteur d'aeronef efficace
FR3036140A1 (fr) Turbomachine d'aeronef a effet coanda
EP3430242A1 (fr) Turboréacteur ayant un groupe lubrification des paliers simplifié
FR2605679A1 (fr) Turboreacteur a rotor tambour, plusieurs corps et plusieurs flux
FR3043725A1 (fr) Ensemble propulsif comprenant un moteur principal et un moteur auxiliaire
FR3043727A1 (fr) Ensemble propulsif comprenant un moteur principal et un moteur auxiliaire
FR3043728A1 (fr) Ensemble propulsif comprenant un moteur principal et un moteur auxiliaire
FR3043729A1 (fr) Ensemble propulsif comprenant un moteur principal et un moteur auxiliaire
FR3043726A1 (fr) Ensemble propulsif comprenant un moteur principal et un moteur auxiliaire
FR3080886A1 (fr) Turbomachine a soufflante carenee
CA2839248C (fr) Architecture double corps de turbomoteur avec compresseur haute pression lie a la turbine basse pression
FR3097907A1 (fr) Contrôle actif du débit de refroidissement du compresseur haute pression
FR3089259A1 (fr) Turboréacteur à double flux à réducteur
FR3028883B1 (fr) Arbre de rotor de turbomachine comportant une surface d'echange thermique perfectionnee

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20170519

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 3

CD Change of name or company name

Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR

Effective date: 20180809

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 4

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 5

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 6

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 7

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 8

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 9