FR3043727A1 - PROPULSIVE ASSEMBLY COMPRISING A MAIN ENGINE AND AN AUXILIARY ENGINE - Google Patents

PROPULSIVE ASSEMBLY COMPRISING A MAIN ENGINE AND AN AUXILIARY ENGINE Download PDF

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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 (QTComb) entre une température en sortie de la chambre de combustion (36) en condition de fonctionnement de sommet de montée (TComb(Toc)) et une température en sortie de la chambre de combustion (36) en condition de fonctionnement de décollage (TComb(TkOff)) est compris entre 0.90 et 1.10, par exemple entre 1.00 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.A propulsion assembly (2) configured to provide a take-off thrust and a climb-up thrust a and comprising: - a main engine (3) configured to provide a main thrust during the take-off regime and the upwind regime having a ratio (QTComb) between a temperature at the exit of the combustion chamber (36) in upwind operating condition (TComb (Toc)) and a temperature at the outlet of the combustion chamber (36) ) in take-off operating condition (TComb (TkOff)) is between 0.90 and 1.10, for example between 1.00 and 1.05, and - an auxiliary motor (4), separate from the main engine (3) and configured to provide an auxiliary thrust in order to supplement the main thrust of the main engine (3) during at least the take-off speed.

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.FIELD OF THE INVENTION The invention relates to the general field of aircraft, and more particularly to the dimensioning of the engines of such aircraft with a view to improving, among other things, specific consumption. The invention is applicable in all types of aircraft intended to perform missions with various operating conditions.

ARRIERE-PLAN TECHNOLOGIQUEBACKGROUND

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).In operation, a given engine is requested differently according to the flight phases of the aircraft. Indeed, each phase of flight is associated with a condition of engine operation, including idle (or "idle" in English), takeoff (or "take off" in English), climb (or "climb" in English), the summit of climb (or "top of climb" or "maximum climb" in English) or the cruise (or "cruise" in English). During the aforementioned operating conditions, the engine is maintained for a relatively long time (between thirty seconds for takeoff and several hours for cruising) at predefined speed spectra, which depend on the engine redline (ie the absolute maximum speed encountered by the low pressure shaft during the entire flight).

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.The most restrictive engine operating condition in terms of thrust is takeoff. This is why, usually, the engines for aircraft are dimensioned according to this operating condition in order to guarantee their ability to take off the aircraft. For this, the motors are sized to operate at the maximum temperatures at the inlet and outlet of the combustion chamber during the take-off phase, so that the efficiency of the thermodynamic cycle (and therefore energy) of the engine is optimal during this phase . These inlet and outlet temperatures of the combustion chamber will therefore directly affect the size of the high pressure parts of the engine (high pressure compressor, combustion chamber and high pressure turbine) and their constituent material, so that they are capable of to provide the thrust required for take-off.

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.However, the duration of the take-off phase is very short (between one and five minutes, depending on the type of aircraft and their mission) in front of the other phases of flight. As a result, during most of the flight, the engine requires a lower thrust and therefore has a thermodynamic efficiency (and therefore energy) less. This is particularly the case of the cruise operating condition, which generally lasts at least thirty minutes. Indeed, during the cruise, the power required by the engine is lower than during takeoff. However, the reduction of the power of the engine is obtained by reducing the temperature at the outlet of the combustion chamber and therefore at the inlet of the high-pressure turbine of the engine, which implies a reduction in the overall compression ratio. As a result, during this phase of flight, the specific consumption of the engine is greater than its 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.However, in order to comply with increasing regulatory constraints (in terms of acoustics and pollutant emissions in particular) and to reduce the operating costs of the engines, in particular related to their specific consumption, engine manufacturers tend to increase the temperature in particular. inlet and outlet of the combustion chambers to reduce the size of the high pressure body of the engines and increase the size of the low pressure body while maintaining acceptable fan diameters for aircraft manufacturers. Such an increase in the temperature at the inlet and at the outlet of the combustion chamber also makes it possible to improve the efficiency of the thermodynamic cycle of the engines, insofar as the overall compression ratio and the inlet temperature of the high-pressure turbine increase. This effectively improves the thermodynamic efficiency during the take-off phase, which is the dimensioning phase. However, the thermodynamic efficiency in the other phases of flight is not optimal, especially in cruising operating condition.

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.Engineers therefore seek to find a compromise between the needs of the engine following the different operating conditions and the impact of these constraints in terms of specific consumption, mass, acoustic constraints, etc.

RESUME DE L’INVENTIONSUMMARY OF THE 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.An object of the invention is therefore to propose a solution in the field of aircraft propulsion that responds to this problem of reconciliation of operational constraints, such as the ability of the propulsion unit to take off an aircraft, with objectives of ambitious fuel consumption, typical of civil commercial aviation.

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 comprend une chambre de combustion, - 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.For this purpose, the invention proposes a propulsion unit for an aircraft, said propulsion unit being configured to provide a takeoff thrust during a takeoff operating condition and a climb summit thrust during an operating condition. climbing apex and comprising: - at least one main engine, configured to provide a main thrust during the take-off operating condition and the up-hill operating condition and comprising comprises a combustion chamber, - at least an auxiliary engine, separate from the main engine and configured to provide auxiliary thrust to supplement the main thrust of the main engine during at least the take-off operating condition.

Un rapport de température 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 par ailleurs compris entre 0.90 et 1.10, par exemple entre 1.00 et 1.05.A combustion chamber temperature ratio, corresponding to the ratio of a temperature at the outlet of the combustion chamber of the main engine to a rising crown operating condition and a temperature at the outlet of the combustion chamber of the main engine in operating condition takeoff is also between 0.90 and 1.10, for example between 1.00 and 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 chambre de combustion 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 chambre de combustion 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 principalen 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 un compresseur haute pression situé en amont de la chambre de combustion dans le sens d’écoulement des gaz dans le moteur principal, et un rapport de température du moteur principal, correspondant au rapport entre, d’une part, le rapport de température de chambre de combustion 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 turbine haute pression située en aval de la chambre de combustion dans le sens d’écoulement des gaz dans le moteur principal, et 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 compris entre 0.90 et 1.10, par exemple entre 0.95 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.Certain preferred but non-limiting characteristics of the propulsion assembly described above are the following, taken individually or in combination: the main motor further comprises a streamlined fan which has an inlet section, said fan being located upstream of the combustion chamber in the gas flow direction in the main engine, and a reduced main engine fan speed ratio, corresponding to the ratio of the reduced air flow entering the main engine blower to the main engine; input section in the up-hill operating condition and the reduced flow rate of air entering the main engine blower at said input section in take-off operating condition is between 1.30 and 1.50, preferably between 1.35 and 1.40, - the main engine further comprises a high-pressure compressor located upstream of the engine chamber. ombustion in the direction of gas flow in the main engine, and a temperature ratio of the high pressure compressor, corresponding to the ratio between a temperature output of the high pressure compressor of the main engine in the operating condition of the rising peak and a temperature in output of the main engine high pressure compressor in take-off operating condition, is between 0.90 and 1.10, for example between 0.95 and 1.05, - the main engine further comprises a high pressure compressor located upstream of the combustion chamber in the flow direction of gases in the main engine, and a temperature ratio of the main engine, corresponding to the ratio between, on the one hand, the combustion chamber temperature ratio and, on the other hand, a ratio between a temperature at the output of the high pressure compressor of the main engine in upwind operating condition and a temperature in the of the main engine high pressure compressor under take-off operating condition is between 1.00 and 1.10, - a main engine body size ratio corresponding to the ratio of a body size at an inlet section of the engine, high pressure compressor of the main engine in the up-hill operating condition and the body size at said inlet section of the main engine high pressure compressor under take-off operating condition, is between 0.95 and 1.05, - a ratio between an overall compression ratio of the main engine in up-hill operating condition and an overall compression ratio of the main engine in take-off operating condition, is between 1.50 and 1.90, for example between 1.55 and 1.80, main engine further comprises a high pressure turbine located downstream of the combustion chamber in the direction of flow of gases ns the main engine, and a ratio between a temperature output of the high-pressure turbine of the main engine in the operating condition of the climb summit and a temperature at the output of the high-pressure turbine of the main engine in operating condition of take-off operation is included between 0.90 and 1.10, for example between 0.95 and 1.05, the auxiliary motor comprises a ducted blower having an inlet section, and in which a reduced blower speed ratio of the auxiliary engine, corresponding to the ratio between the reduced flow rate of air entering the auxiliary engine blower at the inlet section in the up-hill operating condition and the reduced air flow entering the auxiliary engine blower at the inlet section in operating condition of takeoff, is between 1.00 and 1.10, - a ratio between an overall compression ratio of the auxiliary engine under normal conditions. rpm and an overall compression ratio of the auxiliary engine in take-off operating condition, is between 1.00 and 1.30, and / or - the propulsion unit comprises at least two auxiliary engines, the thrust of said auxiliary engines participant at 100% of the auxiliary thrust.

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 :BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS Other features, objects and advantages of the present invention will appear better on reading the detailed description which follows, and with reference to the appended drawings given by way of non-limiting examples and in which:

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,FIG. 1 is a graph illustrating, for several parameters, the ratio between the value of this measured parameter for an operating condition corresponding to the climb summit and the value of this parameter measured for an operating condition corresponding to the take-off, for an example embodiment of a main engine of a propulsion unit according to the invention and for a conventional engine,

La figure 2 illustre un exemple de réalisation d’un aéronef pouvant comprendre un ensemble propulsif conforme à l’invention, etFIG. 2 illustrates an exemplary embodiment of an aircraft that may comprise a propulsion unit according to the invention, and

La figure 3 est une vue schématique en coupe partielle d’un exemple de réalisation d’un moteur principal.Figure 3 is a schematic partial sectional view of an exemplary embodiment of a main motor.

DESCRIPTION DETAILLEE D’UN MODE DE REALISATIONDETAILED DESCRIPTION OF AN EMBODIMENT

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.In order to improve the specific consumption of a propulsion unit 2 for an aircraft 1 comprising a main engine 3, the invention proposes to release the main engine 3 from the constraint of being able to provide sufficient thrust to make the aircraft take off. 1 and to add to the propulsion unit 2 an auxiliary engine 4, separate from the main engine 3, to compensate for the loss of thrust related to this modification of the main engine 3. It then becomes possible to size the main engine 3 in significantly improving its specific consumption in flight phases having a significant duration, such as cruising, while ensuring that the propulsion unit 2 is capable of taking off the aircraft 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.For this, the propulsion unit 2 comprises at least one main motor 3 configured to provide a main thrust which is assisted during certain flight phases by at least one auxiliary motor 4 configured to provide an auxiliary thrust.

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.In what follows, the invention will more particularly be described in the case where the main engine 3 comprises a turbojet engine. However, this is not limiting, the main engine (s) 3 possibly comprising one or more turbojet engines and / or one or more turboprop engines, said main engines 3 possibly comprising at least one ducted or non-ducted fan / propeller.

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.In a manner known per se, the turbojet engine 3 thus comprises, from upstream to downstream in the direction of flow of the gases in the turbojet engine 3, at least one ducted fan 30 housed in a fan casing 30, an annular space of primary flow and an annular secondary flow space. The mass of air sucked by the fan 30 is thus divided into a primary flow, which circulates in the primary flow space, and a secondary flow, which is concentric with the primary flow and circulates in the space of secondary flow. The primary flow space passes through a primary body comprising one or more stages of compressors, for example a low pressure compressor 32 and a high pressure compressor 34, a combustion chamber 36, one or more turbine stages, for example a turbine high pressure 38 and a low pressure turbine 40, and a gas exhaust nozzle.

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.According to the flight phases, the main engine 3 and the auxiliary motor 4 together provide the thrust of the propulsion unit. In particular, the main engine 3 may be assisted by the auxiliary engine 4 in the take-off phase to provide the take-off thrust to the propulsion unit 2 and possibly in the climb summit phase to provide the climb summit thrust. For example, the thrust provided by the propulsion unit 2 during the take-off phase can be obtained up to 5% to 45% by the auxiliary engine 4, the complement being provided by the main engine 3. In the climb summit phase , the main motor 3 can provide all the necessary thrust, or be assisted from 0% to 50% by the auxiliary motor 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.Typically, for an engine having a low speed rotational speed reduction of between 3,000 rpm (revolutions per minute) and 4000 rpm, the takeoff corresponds to a rotation speed of the low pressure shaft of between 2500 and 3000 rpm, while the climbing top corresponds to a rotational speed of the low pressure shaft of between 3000 rpm and 3500 rpm. Furthermore, the propulsion unit 2 may have additional operating conditions, such as, among other things, cruising, idling (on the ground and in flight), 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.It will be noted that the distribution of the thrust between the main engine 3 and the auxiliary engine 4 of the propulsion unit 2 can be determined according to the type of aircraft 1 and the associated mission type (short, medium, long haul, etc. .). Typically, for an aircraft 1 configured to perform a mission of the long-haul type, the share of the thrust provided by the auxiliary engine 4 at the climbing summit is preferably greater than in the case of an aircraft 1 configured to perform a short-haul type mission. Indeed, the flight time in cruising operating condition is shorter on a short-haul than on a long haul, so it may be preferable to improve the thermodynamic efficiency of the propulsion unit 2 at the top. to increase and limit the size and weight of the auxiliary engine 4 rather than to improve its thermodynamic efficiency in cruising and to increase the size and weight of the auxiliary engine 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.The auxiliary engine 4 may provide a continuous thrust between the operating condition corresponding to the take-off and the operating condition corresponding to the climbing summit, or alternatively be stopped during at least one of said speeds.

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 de température de chambre de combustion QTcomb est compris entre 0.90 et 1.10, par exemple entre 1.00 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)).In order to reduce the specific consumption of the propulsion unit 2 while guaranteeing the ability of the propulsion unit 2 to take off an aircraft 1, the main engine 3 is sized so that a QTcomb combustion chamber temperature ratio is between 0.90 and 1.10, for example between 1.00 and 1.05. This relationship is valid regardless of the type of the main engine 3 (or a number of turbojet (s) and / or turboprop (s)).

Par rapport de température de chambre de combustion QTComb, on comprendra ici le 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)· 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 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.With respect to the temperature of the combustion chamber QTComb, the ratio between the temperature at the outlet of the combustion chamber 36 (and thus at the inlet of the high-pressure turbine 38) of the main engine 3 under the operating condition of the ascent vertex will be understood here. Tcomb (Toc) and a temperature at the outlet of the combustion chamber 36 of the main engine 3 in Tcomb take-off operating condition (Tkoff) · For comparison, for a conventional engine (ie a sized engine from the take-off operating condition and which lacks an auxiliary engine), the QTcomb temperature ratio is generally between 0.85 and 0.95. It can be deduced that the temperature TComb at the outlet of the combustion chamber 36 at the top of rise is higher in the main engine 3 than in a conventional engine. The thermodynamic cycle of the turbojet of the main engine 3 is therefore more efficient.

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.In a turbojet type engine, the high-pressure turbine 38 is generally cooled by ventilation. The design of the cooling system is generally performed on the maximum temperature conditions encountered at the take-off condition, and the cooling system is oversized. and underused for other operating conditions. The QTcomb temperature ratio thus defined makes it possible to continuously use the cooling system of the high-pressure turbine 38 of the main engine 3 over its optimum operation and therefore cooling efficiency. In addition, the limitation of the thermal excursions seen by the high-pressure turbine 38 between take-off and cruise conditions contributes to limiting the mechanical degradation of the latter and thus to improving its service life.

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 :In the case where the main engine 3 comprises at least one turbojet engine, a reduced flow rate of fan Qfan of the main engine 3 can be between 1.30 and 1.50. Compared with the reduced flow rate of fan Qfan of the main engine 3, here the ratio between the reduced flow of air entering the blower 30 of the main engine 3 at the input section in the operating condition of the climb vertex will be understood. and the reduced air flow entering the blower 30 of the main engine 3 at said inlet section in take-off operating condition. The reduced flow rate Qfan here corresponds to the total mass air flow at the inlet of the fan Qmfan and reduced with the total pressure and temperature conditions at the inlet of the fan according to the following formula:

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),where: - Qmfan is the total mass airflow at the inlet section of the fan, - Tfan is the temperature at the inlet section of the fan (expressed in Kelvin, K), - Tstd corresponds to the standard temperature (288.15 K), - Pfan corresponds to the pressure at the inlet section of the fan (expressed in Bar),

- Pstd correspond à la pression standard (1.0135 Bar).- Pstd corresponds to the standard pressure (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.The inlet section of the blower 30, where the Qrrifan air flow rate is measured, the temperature Tfan and the pressure Pfan corresponds to the area of the blower housing 30 as seen by the flow entering said blower 30, in a plane perpendicular to an axis of revolution of the fan 30. Note that the exact position of the measurement of this input section is not critical to the extent that a flow ratio is evaluated, as the flow is determined for the same inlet section of the blower 30 in take-off operating condition and in climb-up operating condition.

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.In order to calculate this Qfan ratio, the reduced airflow rate in a climb-up condition and in take-off operating condition is measured when the main engine 3 is stationary in a standard atmosphere (as defined by the aircraft's manual). International Civil Aviation Organization (ICAO), Doc 7488/3, 3rd Edition) and at sea level.

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.A main engine 3 comprising a turbojet engine having such a reduced fan speed ratio Qfan then has a better specific consumption compared with a conventional engine since it is dimensioned not according to a compromise between the operating condition of takeoff and the cruising operating condition, but mainly depending on the climb and cruise summit operating condition, which correspond to a substantial part of the operation of the main engine 3. The reduced airflow Qfan at the inlet of the blower 30 This main engine 3 is therefore more important at the climb summit than at takeoff, whereas, for a conventional engine, the reduced flow rate ratio of Qfan blower is between 1.00 and 1.10. As a result, a main motor 3 according to the invention has a more efficient thermodynamic cycle than a conventional motor.

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.In one embodiment, the total pressure ratio of the blower 30 of the main engine 3 may be between 1.35 and 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.A ratio Qopro between the overall compression ratio of the main engine 3 in climb-up operating condition and the overall compression ratio of the main engine 3 in take-off operating condition can be between 1.50 and 1.90, for example between 1.55. and 1.80. This relationship is valid regardless of the type of the main engine 3 (or a number of turbojet (s) and / or turboprop (s)). For comparison, for a conventional engine, this ratio is usually between 1.00 and 1.30. This difference is explained by the fact that the assistance of the auxiliary engine 4 optimizes the thermodynamic operation of the main engine 3 by choosing by design to operate it for all operating conditions (takeoff, climb summit, cruise, idle, etc.) at temperatures and pressures close to the maximum permitted by the nature of the materials and components of its modules. This makes it possible in particular to increase the compression ratio in the low pressure and high pressure compressors of the main engine 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.By overall compression ratio, here will be understood the combination of the compression ratio of the high pressure compressor 34, the low pressure compressor 32 and the blower 30 or, in other words, the ratio between the outlet pressure of the high pressure compressor. 34 (and thus at the combustion chamber inlet 36) and the pressure at the inlet of the fan 30. The overall compression ratio is determined, whether in the operating condition of the climb summit or in the operating condition of take-off where the main engine 3 is stationary in a standard atmosphere (as defined by the International Civil Aviation Organization (ICAO) Manual, Doc 7488/3, 3rd Edition) and at sea level.

Le 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.The temperature ratio of the high-pressure compressor QTchp, corresponding to the ratio between the outlet temperature of the high-pressure compressor 34 (and thus at the combustion chamber inlet 36) of the main engine 3 under the climb-summit operating condition Tchp (toc) and a temperature at the outlet of the high pressure compressor 34 of the main engine 3 under TcHP takeoff operating condition (TkOff) may be between 0.90 and 1.10, for example between 0.95 and 1.05. The outlet temperature of the high-pressure compressor TChp represents the temperature of the fluid at the outlet of the diffuser, which is itself placed behind the last mobile wheel of the high-pressure compressor 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.This relationship is valid regardless of the type of the main engine 3 (or a number of turbojet (s) and / or turboprop (s)). By way of comparison, for a conventional engine, the QTchp temperature ratio is generally between 0.85 and 0.95. It can be deduced that the temperature Tchp at the outlet of the high-pressure compressor 34 at the top of rise is higher in the main engine 3 than in a conventional engine. The compression ratio of the high-pressure compressor 34 is therefore higher for the main engine 3 at the climbing summit, which is a benefit in terms of thermal efficiency of the main engine turbojet engine 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.In a turbojet type engine, the air pressure at the outlet of the high pressure compressor 34 is the highest of the engine. As a result, the high pressure compressor 34 can not be cooled, since none of the other components is likely to provide it with enough pressurized air to ventilate it. The temperature at the outlet of the high pressure compressor 34 is therefore an optimization point of this compressor. By sizing the main engine 3 so that the temperature Tchpctoc) at the summit of rise is greater than the temperature TcHP (TkOff) at takeoff, it is thus possible to optimize the thermodynamic cycle of the turbojet of the main engine 3 in operating condition of climb or cruising summit, instead of having a compromise between optimizations in run-up operating condition and take-off operating condition, and improve the specific consumption of the main engine 3. It should be noted that, knowing the Optimum temperature Tchp to reach the output of the high pressure compressor 34, it is then possible to define an optimum shape of the blades of each stage of the high pressure compressor 34, associated with a material technology.

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(Tkoff), peut être compris entre 1.00 et 1.10.A high pressure temperature ratio QTcomb / QTcHP, corresponding to the ratio between, on the one hand, the QTcomb ratio between the temperature at the outlet of the combustion chamber 36 of the main engine 3 under Tcomb climb condition (Toc) and the temperature at the outlet of the combustion chamber 36 of the main engine 3 under Tcomb takeoff operating condition (Tkoff), and secondly, the temperature ratio QTchp between the outlet temperature of the high pressure compressor 34 of the main engine 3 in the climb-peak operating condition Tchp (toc) and a temperature at the output of the high-pressure compressor 34 of the main engine 3 under TcHP take-off operating condition (Tkoff) can be between 1.00 and 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·In other words, the QTcomb / QTcHP high pressure temperature ratio is the ratio of the QTComb temperature ratio to the QTchp temperature ratio.

Cette relation est valable quel que soit le type du moteur principal 3 (ou un plusieurs turboréacteur(s) et/ou turbopropulseur(s)).This relationship is valid regardless of the type of the main engine 3 (or a number of turbojet (s) and / or turboprop (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.It will therefore be understood that here, the main engine 3 is not a variable cycle engine, since its high pressure temperature ratio QTcomb / QTcHP is substantially equal to that of a conventional engine regardless of the operating conditions.

Le rapport de température QTjhp, qui correspond au rapport entre la 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 la température en sortie de la turbine haute pression 38 du moteur principal 3 en condition de fonctionnement de décollage TTHP(TkOff), peut être compris entre 0.90 et 1.10, par exemple entre 0.95 et 1.05. La température en sortie de la turbine haute pression TTHp 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, 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.The temperature ratio QTjhp, which corresponds to the ratio between the outlet temperature of the high-pressure turbine 38 (and thus at the input of the low-pressure turbine 40) of the main engine 3 under the climb-summit operating condition TTHp (toc) and the temperature at the outlet of the high-pressure turbine 38 of the main engine 3 under the take-off operating condition TTHP (TkOff) may be between 0.90 and 1.10, for example between 0.95 and 1.05. The temperature at the outlet of the high-pressure turbine TTHp may, for example, be measured in an area near the last moving impeller of the high-pressure turbine 38 (at the leading edge of the first distributor of the low-pressure turbine 40 or at the intrados wall of the second distributor of the low pressure turbine 40). By way of comparison, for a conventional engine, the temperature ratio QTTHp is generally between 0.85 and 0.95. It can be deduced that the temperature at the outlet of the low-pressure turbine 40 at the summit of rise is higher in the main engine 3 than in a conventional engine.

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.The inlet temperature of the low pressure turbine 40 is an optimization point of the low pressure turbine 40 and the main motor 3 in general. The choice of the output temperature of the high-pressure turbine 38 in the Tjhp (toc) up-hill operating condition thus makes it possible to dimension the main engine 3 in the operating condition of a climbing or cruising summit, which cover a substantial part the operation of the main engine 3, and not exclusively in take-off operating condition. The limitation of the thermal excursions seen by the low-pressure turbine 40 between the take-off and cruising conditions contributes to limiting the mechanical degradation of the latter and thus to improving its service life.

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)).A QCOre body size ratio of the main engine 3 between the climb and take-off vertex operating conditions can be between 0.95 and 1.05. This relationship is valid regardless of the type of the main engine 3 (or a number of turbojet (s) and / or turboprop (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.Relative to the size of the body of the main motor 3, the relationship between the body size at an inlet section of the high-pressure compressor 34 of the main engine 3 under the climb-summit operating condition and the body size at said entry section in take-off operating condition.

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 :The body size TCOre here corresponds to the mass flow rate of air QmCOre entering the high pressure compressor 34 of the main engine 3 at the input section corrected temperature conditions TChp and PChp total pressure output of the high pressure compressor 34 according to the following formula:

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).where: - QmcHP corresponds to the total mass air flow at the inlet of the blower, - Tchp corresponds to the outlet temperature of the high-pressure compressor 34 (expressed in Kelvin, K), - Tstd corresponds to the standard temperature (288.15 K) , - Pchp corresponds to the pressure at the outlet of the high pressure compressor 34 (expressed in Bar), - Pstd corresponds to the standard pressure (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.Here again, the TCOre body size in climb-up operating condition and in take-off operating condition is measured when the main engine 3 is stationary in a standard atmosphere (as defined by the Organization's manual of the International Civil Aviation (ICAO), Doc 7488/3, 3rd Edition) and at sea level.

La taille de corps TCOre est représentative de la hauteur géométrique de la veine du compresseur haute pression 34.The body size TCOre is representative of the geometric height of the vein of the high pressure compressor 34.

Le moteur auxiliaire 4 peut, également, être dimensionné de manière à optimiser la consommation spécifique de l’ensemble propulsif 2.The auxiliary engine 4 can also be sized to optimize the specific consumption of the propulsion unit 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.Typically, when the auxiliary engine 4 comprises one or more turbojet engines having, conventionally, a streamlined fan, a fan flow ratio Qfan of the auxiliary engine 4 may be between 1.00 and 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.In a similar manner to the fan flow ratio Qfan of the main motor 3 defined above, the fan flow rate Qfan of the auxiliary engine 4 then corresponds to the ratio between the air flow entering the fan of the auxiliary engine 4 at the level of the fan. of the input section in upwind operating condition and the air flow entering the blower of the auxiliary motor 4 at said input section in take-off operating condition, the flow rate being measured when the engine Auxiliary 4 is stationary in a standard atmosphere (as defined by the International Civil Aviation Organization (ICAO) Manual, Doc 7488/3, 3rd Edition) and at sea level.

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 électriquesAlternatively, the auxiliary engine (s) 4 may comprise one or more turboprop engines and / or one or more propulsive effectors driven by electric motors. According to another variant, the auxiliary engine or engines may comprise one or more turbojet engines in combination with one or more turboprop engines and / or one or more propulsive effectors driven by electric motors.

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.On the other hand, the ratio Qopr between the overall compression ratio of the auxiliary engine 4 in the climb-top operating condition and the overall compression ratio of the auxiliary engine 4 in the take-off operating condition can be between 1.00 and 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.Here again, the overall compression ratio in climb-up operating condition and take-off operating condition is measured when the auxiliary engine 4 is stationary in a standard atmosphere (as defined by the Organization's manual of the International Civil Aviation (ICAO), Doc 7488/3, 3rd Edition) and at sea level.

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.A QCOre body size ratio of the auxiliary engine 4 between the climb-up and take-off operating conditions is between 0.95 and 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.Relative to the size of the body of the auxiliary motor 4, the relationship between the body size at an inlet section of the high-pressure compressor 34 of the auxiliary engine 4 under the climb-summit operating condition and the body size at said entry section in take-off operating condition.

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.The definition and measurement of the body size Tcore indicated for the main engine 3 applies mutatis mutandis to the auxiliary engine 4. The propulsion unit 2 may comprise one or more main engines 3 and one or more auxiliary engines 4. In this case, In this case, the main motor (s) 3 then participate together in the supply of the main thrust, while the auxiliary motor (s) 4 participate together in the supply of the auxiliary thrust.

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.For example, the propulsion unit 2 may comprise a main engine 3 and two auxiliary engines 4. The auxiliary engines 4 may for example be fixed under the wings of an aircraft 1 while the main engine 3 may be placed at the rear of the fuselage of the aircraft 1, as illustrated in FIG. 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.Typically, the propulsion unit 2 may comprise a turbofan propeller propeller and two auxiliary engines 4 each comprising one or more effectors driven by an electric motor.

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.If necessary, the auxiliary engine (s) 4 may be retractable, that is to say that their position may be modified during certain phases of the flight of the aircraft 1 in order to minimize their drag. For example, the auxiliary engines 4 can be retracted by being tucked into a specific wedge formed in the wings of the aircraft 1.

Claims (10)

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 chambre de combustion (36), et - un rapport de température 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.A propulsion assembly (2) for an aircraft (1), said propulsion assembly (2) being configured to provide a take-off thrust during a take-off operating condition and a climb-up thrust during a a climb summit operating condition and comprising: - at least one main engine (3), configured to provide a main thrust during the take-off operating condition and the up-hill operating condition, and - at least an auxiliary motor (4), separate from the main engine (3) and configured to provide auxiliary thrust to supplement the main thrust of the main engine (3) during at least the take-off operating condition, the propulsion assembly (2) characterized in that - the main motor (3) comprises a combustion chamber (36), and - a combustion chamber temperature ratio (QTcomb), corresponding to the ratio between a temperature at the outlet of the combustion chamber (36) of the main engine (3) in the up-hill operating condition (Tcomb (Toc)) and a temperature at the outlet of the combustion chamber (36) of the main engine (3) in take-off operating condition (Tcomb (TkOff)) is between 0.90 and 1.10, for example between 1.00 and 1.05. 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 chambre de combustion (36) 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 1.40.2. propulsion unit (2) according to claim 1, wherein: - the main motor (3) further comprises a ducted fan (30) having an inlet section, said fan being located upstream of the combustion chamber (36) in the direction of gas flow in the main engine (3), and - a reduced fan speed ratio (Qfan) of the main engine (3), corresponding to the ratio of the reduced flow rate of air entering the main engine (3), the blower (30) of the main engine (3) at the inlet section in the up-hill operating condition and the reduced flow of air entering the blower (30) of the main engine (3) at the level of said entry section in take-off operating condition is between 1.30 and 1.50, preferably between 1.35 and 1.40. 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 chambre de combustion (36) 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 (TCHP(TkOff)), est compris entre 0.90 et 1.10, par exemple entre 0.95 et 1.05.3. Propulsion unit (2) according to one of claims 1 or 2, wherein: - the main motor further comprises a high pressure compressor (34) located upstream of the combustion chamber (36) in the direction of flow of gases in the main engine (3), and - a high pressure compressor temperature ratio (QTChp), corresponding to the ratio between a temperature at the outlet of the high pressure compressor (34) of the main engine (3) in operating condition of the climb summit (Tchp (toc)) and a temperature at the outlet of the high pressure compressor (34) of the main engine (3) under takeoff operating condition (TCHP (TkOff)) is between 0.90 and 1.10, for example between 0.95 and 1.05. 4. Ensemble propulsif (2) selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel : - le moteur principal (3) comprend en outre un compresseur haute pression (34) situé en amont de la chambre de combustion (36) dans le sens d’écoulement des gaz dans le moteur principal (3), et - un rapport de température (QTcomb/QTcHp) du moteur principal (3), correspondant au rapport entre, d’une part, le rapport de température de chambre de combustion (QTcomb) 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(ïoc)) et une température en sortie du compresseur haute pression (34) du moteur principal (3) en condition de fonctionnement de décollage (TcHP(Tkofi)), est compris entre 1.00 et 1.10.4. propulsion unit (2) according to one of claims 1 to 3, wherein: - the main motor (3) further comprises a high pressure compressor (34) located upstream of the combustion chamber (36) in the flow direction of gases in the main engine (3), and - a temperature ratio (QTcomb / QTcHp) of the main engine (3), corresponding to the ratio between, on the one hand, the combustion chamber temperature ratio (QTcomb) and, on the other hand, a ratio (QTchp) between a temperature at the output of the high pressure compressor (34) of the main engine (3) in a climb summit operating condition (Tchp (ïoc)) and a temperature at the output of the high pressure compressor (34) of the main engine (3) in takeoff operating condition (TcHP (Tkofi)) is between 1.00 and 1.10. 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 1.05.5. Propulsion unit (2) according to one of claims 1 to 4, wherein a body size ratio (QCOre) of the main motor (3) corresponding to the ratio between a body size at a section of inlet of the high pressure compressor (34) of the main engine (3) in the up-hill operating condition and the body size at the inlet section of the high pressure compressor (34) of the main engine (3) in condition operating takeoff, is between 0.95 and 1.05. 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.The propulsion assembly (2) according to one of claims 1 to 5, wherein a ratio (Qopr) between an overall compression ratio of the main engine (3) in climb-up operating condition and a global compression ratio. the main engine (3) in take-off operating condition is between 1.50 and 1.90, for example between 1.55 and 1.80. 7. Ensemble propulsif (2) selon l’une des revendications 1 à 6, dans lequel : - le moteur principal (3) comprend en outre une turbine haute pression (38) située en aval de la chambre de combustion (36) dans le sens d’écoulement des gaz dans le moteur principal (3), et - un rapport (QTjhp) 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 (Ττηροκοα)) est compris entre 0.90 et 1.10, par exemple entre 0.95 et 1.05.7. Propulsion unit (2) according to one of claims 1 to 6, wherein: - the main motor (3) further comprises a high pressure turbine (38) located downstream of the combustion chamber (36) in the flow direction of gases in the main engine (3), and - a ratio (QTjhp) between a temperature at the outlet of the high-pressure turbine (38) of the main engine (3) in a climb-summit operating condition (TTHp) (toc)) and a temperature at the outlet of the high-pressure turbine (38) of the main engine (3) in take-off operating condition (Ττηροκοα)) is between 0.90 and 1.10, for example between 0.95 and 1.05. 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 1.10.8. Propulsion unit (2) according to one of claims 1 to 7, wherein the auxiliary motor (4) comprises a ducted fan having an inlet section, and wherein a reduced fan speed ratio of the auxiliary motor ( 4), corresponding to the ratio of the reduced flow of air entering the auxiliary engine fan (4) at the inlet section into the up-hill operating condition and the reduced flow rate of air entering the fan the auxiliary motor (4) at said input section in take-off operating condition is between 1.00 and 1.10. 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 1.30.9. Propulsion unit (2) according to one of claims 1 to 8, wherein a ratio between an overall compression ratio of the auxiliary motor (4) in up-hill operating condition and an overall compression ratio of the auxiliary motor. (4) in take-off operating condition, is between 1.00 and 1.30. 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.10. Propulsion unit according to one of claims 1 to 9, comprising at least two auxiliary motors (4), the thrust of said auxiliary motors (4) participating to 100% of the auxiliary thrust.
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