FR3056556A1

FR3056556A1 - Aeronef a turbomachine integree au fuselage arriere comportant une helice entourant un carter d'echappement

Info

Publication number: FR3056556A1
Application number: FR1659359A
Authority: FR
Inventors: Morgane Lemarchand Kevin; Tewfik Boudebiza; Alain Marie Charier Gilles; Nathalie Nowakowski
Original assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2016-09-29
Filing date: 2016-09-29
Publication date: 2018-03-30
Anticipated expiration: 2036-09-29
Also published as: FR3056556B1

Abstract

L'invention concerne un aéronef, comportant un fuselage et propulsé par au moins par une turbomachine (20) comportant au moins une hélice de propulsion (30) et une turbine (28) de puissance,, entraînant ladite au moins une hélice (30), ladite turbine de puissance (28) et ladite au moins une hélice (30) étant intégrées à l'arrière du fuselage dans le prolongement de celui-ci, ladite turbine de puissance (28) ayant au moins un rotor (52) entraînant un rotor (58) de ladite au moins une hélice (30) et un carter (36) d'échappement situé en aval de la turbine (28) de puissance, caractérisé en ce que le rotor (58) de ladite au moins une hélice de propulsion (30) s'étend autour d'au moins une partie (60) dudit carter d'échappement (36) et en ce qu'il est entraîné par le rotor (26) de la turbine par l'intermédiaire d'au moins un arbre radial (62) traversant radialement ledit carter d'échappement (36).

Description

INSTITUT NATIONAL DE LA PROPRIÉTÉ INDUSTRIELLE

COURBEVOIE © Int Cl⁸ : B 64 D 27/14 (2017.01), B 64 D 35/02

DEMANDE DE BREVET D'INVENTION A1

©) Date de dépôt : 29.09.16.	© Demandeur(s) : SAFRAN AIRCRAFT ENGINES —
(© Priorité :	FR.
	@ Inventeur(s) : LEMARCHAND KEVIN, MORGANE,
	BOUDEBIZA TEWFIK, CHARIER GILLES, ALAIN,
(43) Date de mise à la disposition du public de la	MARIE et NOWAKOWSKI NATHALIE.
demande : 30.03.18 Bulletin 18/13.
©) Liste des documents cités dans le rapport de
recherche préliminaire : Se reporter à la fin du
présent fascicule
(© Références à d’autres documents nationaux	® Titulaire(s) : SAFRAN AIRCRAFT ENGINES.
apparentés :
©) Demande(s) d’extension :	(© Mandataire(s) : GEVERS & ORES Société anonyme.

AERONEF A TURBOMACHINE INTEGREE AU FUSELAGE ARRIERE COMPORTANT UNE HELICE ENTOURANT UN CARTER D'ECHAPPEMENT.

FR 3 056 556 - A1

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Aéronef à turbomachine intégrée au fuselage arrière comportant une hélice entourant un carter d’échappement

Domaine de l’invention et état de la technique :

La présente invention se rapporte au domaine des aéronefs tels que des avions, notamment civils, propulsés par une turbomachine à hélice propulsive, intégrée en extrémité arrière du fuselage en aval d’un générateur de gaz, et sensiblement dans le prolongement du fuselage. Elle concerne plus particulièrement les moyens pour adapter l’entraînement de telles hélices propulsives à ce type d’architecture afin d’optimiser les conditions thermiques dans lesquelles les pales de ces hélices sont amenées à fonctionner, afin, d’une part, d’optimiser le rendement de la turbomachine et d’autre part, de garantir sa fiabilité.

Les aéronefs comportant des turbomachines intégrées en extrémité arrière du fuselage sont connus de longue date. Ainsi, il a par exemple été proposé dans la demande de brevet FR-A1-2.997.681 une architecture d’aéronef permettant de réduire les nuisances sonores et la consommation de carburant de l’aéronef en limitant la traînée aérodynamique par absorption de la couche limite.

Dans une telle architecture, un aéronef est propulsé par une turbomachine à soufflantes contrarotatives carénées, qui est intégrée à l’arrière du fuselage de l’aéronef. Généralement, la turbomachine comprend deux générateurs de gaz logés dans une extrémité arrière du fuselage de l'aéronef, qui alimentent une turbine de puissance qui est située en aval et entourée de deux rotors contrarotatifs pour entraîner deux soufflantes correspondantes. Les soufflantes sont disposées dans le prolongement du fuselage de l’aéronef et sont généralement alimentées par une couronne annulaire reliée à ce dernier, de manière à absorber une partie au moins de la couche limite formée autour du fuselage.

Les soufflantes sont disposées autour de la turbine de puissance, car elles sont solidaires de rotors contrarotatifs de cette turbine de puissance. Les gaz d'échappement de la turbine de puissance sont éjectés dans une tuyère en aval des soufflantes.

Dans cette configuration, les gaz d'échappement à haute température n'ont pas d'influence sur le fonctionnement des soufflantes ni sur la tenue à la chaleur de leurs pales, puisqu'ils sont éjectés en aval des soufflantes.

Une autre configuration envisagée pour un aéronef comportant une turbomachine intégrée en extrémité arrière du fuselage consiste à pourvoir l'aéronef, d'amont en aval, d'un générateur de gaz logé dans le fuselage, d'une turbine de puissance, logée elle aussi dans le fuselage en aval du générateur de gaz et entraînée par ledit générateur de gaz et, en aval de ladite turbine de puissance, au moins une hélice de propulsion.

Cette configuration trouve par exemple son intérêt dans le fait que l'hélice de propulsion n'étant pas agencée autour de la turbine de puissance, elle peut être intégrée en pointe arrière du fuselage, avec une réduction correspondante du diamètre du moyeu de cette hélice, ce qui est particulièrement avantageux pour des raisons aérodynamiques. Par ailleurs, l'intégration de l'hélice de propulsion en pointe arrière du fuselage permet une dissociation de l'hélice de propulsion et du ou des générateurs de gaz qui alimentent la turbine de puissance, ce qui autorise une maximisation conjointe des rendements propulsif et thermique.

Cette configuration trouve particulièrement à s'appliquer à une architecture d'aéronef dans laquelle la turbine de puissance est alimentée par un unique générateur de gaz. Cette configuration, particulièrement avantageuse en termes d'encombrement puisque que le fuselage ne comporte qu'un générateur de gaz unique, est par exemple retenue lorsque l'aéronef comporte une telle turbomachine formant la motorisation principale de l'aéronef et comporte par ailleurs une motorisation auxiliaire constituée de turbomachines conventionnelles placées sous les ailes de l'aéronef. Selon les phases de vol de l'aéronef, la turbomachine principale placée à l'extrémité arrière du fuselage et/ou les turbomachines auxiliaires sont sélectivement utilisées. Par exemple, lors d'une phase de décollage, les turbomachines sont activées de manière à fournir la poussée nécessaire au décollage. Une fois que l'aéronef a atteint une altitude et une vitesse de croisière, la propulsion est assurée par la seule turbomachine principale tandis que les turbomachines auxiliaires sont arrêtées ou placées à un régime de ralenti. En cas de défaillance de la turbomachine principale, et plus particulièrement en cas de défaillance de son générateur de gaz, les turbomachines auxiliaires peuvent être utilisées pour permettre à l'aéronef de regagner un aéroport en toute sécurité.

L'hélice de propulsion de la turbomachine principale est par ailleurs liée mécaniquement à la turbine de puissance. Comme elle ne peut, du fait de son positionnement en aval de la turbine de puissance, comporter un rotor entourant celui de la turbine de puissance, il importe de transmettre le mouvement de la turbine de puissance un rotor de l’hélice sans pour autant placer l’hélice dans le flux des gaz d'échappement issus de la turbine de puissance.

En effet, l'hélice de propulsion ne peut être soumise à des gaz chauds sous peine de voir son rendement fortement dégradé. Par ailleurs, les pales de l'hélice de propulsion ne peuvent pas non plus être soumises à des gaz brûlants sous peine de voir leur intégrité physique dégradée à court terme.

Exposé de l’invention :

L'invention propose une architecture d'aéronef comportant au moins une hélice de propulsion agencée à l'extrémité arrière de l'aéronef en aval d'une turbine de puissance entraînant ladite hélice de propulsion, et comportant un dispositif de transmission de mouvement apte à permettre le positionnement de l'hélice de propulsion hors du flux de gaz chauds issus de la turbine de puissance.

A cet effet, l’invention concerne un aéronef, comportant un fuselage et propulsé par au moins par une turbomachine comportant au moins une hélice de propulsion et une turbine de puissance entraînant ladite au moins une hélice, ladite turbine de puissance et ladite au moins une hélice étant intégrées à l’arrière du fuselage dans le prolongement, ladite turbine de puissance ayant au moins un rotor entraînant un rotor de ladite au moins une hélice et un carter d’échappement situé en aval de la turbine de puissance, caractérisé en ce que le rotor de ladite au moins une hélice de propulsion s’étend autour d’au moins une partie dudit carter d’échappement et en ce qu’il est entraîné par le rotor de la turbine par l’intermédiaire d’au moins un arbre radial traversant radialement ledit carter d’échappement.

Cette configuration est particulièrement avantageuse, car elle permet de garantir que les pales de l'hélice de propulsion ou des hélices de propulsion ne sont jamais placées dans le flux d'air brûlant issu de la sortie de la turbine de puissance. De ce fait, les hélices de propulsion peuvent fonctionner selon un rendement optimal, puisqu'elles ne sont soumises qu’au flux d'air frais dans lequel est placé l'aéronef. En outre, cette configuration permet de garantir la longévité des pales de l'hélice de propulsion ou des hélices de propulsion, qui ne risquent pas d'être dégradées par des flux d'air à température élevée.

Selon d'autres caractéristiques de l'invention :

- au moins ladite partie du carter d’échappement présente une section annulaires et ledit au moins un arbre radial s’étend dans un bras radial dudit carter d'échappement qui s’étend entre deux viroles annulaires, respectivement interne et externe, dudit carter, et qui relie lesdites viroles interne et externe.

- ladite partie de carter d’échappement délimite un logement intérieur recevant le rotor de la turbine de puissance, et le rotor de ladite au moins une hélice de propulsion est accouplé au rotor de la turbine par l’intermédiaire d’un dispositif de transmission de puissance qui comprend au moins l’arbre radial, un premier dispositif d’accouplement qui est agencé à l’intérieur dudit logement et qui est interposé entre ledit au moins un arbre radial et le rotor de la turbine, et un second dispositif d’accouplement qui est agencé à l’extérieur de la partie de carter et qui est interposé entre ledit au moins un arbre radial et le rotor de l’hélice de propulsion,

- le premier dispositif d’accouplement comporte un engrenage perpendiculaire qui est interposé directement entre ledit au moins un arbre radial et le rotor de la turbine,

- le premier dispositif d’accouplement comporte un engrenage perpendiculaire qui est interposé entre l’arbre radial et un organe de sortie d’un réducteur à trains d’engrenages concentriques différentiel dont un organe d’entrée est accouplé au rotor de la turbine,

- le second dispositif d’accouplement comporte un engrenage perpendiculaire qui est interposé entre ledit au moins un arbre radial et le rotor de ladite au moins une hélice de propulsion,

- l’aéronef comporte une unique hélice de propulsion et un unique dispositif de transmission de puissance comportant des premier et second dispositifs d’accouplement à engrenages perpendiculaires, le premier dispositif d’accouplement comportant un engrenage perpendiculaire qui est interposé entre l’arbre radial et le rotor de la turbine,

- l’aéronef comporte deux hélices de propulsion contrarotatives et deux dispositifs de transmission de puissance comportant des premier et second dispositifs d’accouplement à engrenages perpendiculaires, les deux dispositifs de transmission de puissance partageant un premier dispositif d’accouplement et un arbre radial communs, le premier dispositif d’accouplement comportant un engrenage perpendiculaire qui est interposé entre l’arbre radial et le rotor de la turbine,

- l’aéronef comporte deux hélices de propulsion contrarotatives et deux dispositifs de transmission de puissance comportant des premier et second dispositifs d’accouplement à engrenages perpendiculaires, les premiers dispositifs d’accouplement comportant deux engrenages perpendiculaires qui sont interposés sont chacun entre un arbre radial et un organe de sortie d’un unique réducteur à trains d’engrenages concentriques,

- les arbres radiaux des deux dispositifs de transmission de puissance sont coaxiaux et s’étendent dans un même bras de la partie de carter.

Brève description des figures :

La présente invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description d’un exemple non limitatif qui suit, en référence aux dessins annexés sur lesquels :

- la figure 1 est une vue d'ensemble en perspective d'un aéronef réalisé conformément à l’invention ;

- la figure 2 est une vue schématique en coupe de l'aéronef de la figure 1 ;

- la figure 3 est une vue schématique d'un premier mode de réalisation d'une turbomachine équipant l’aéronef selon l'invention ;

- la figure 4 est une vue schématique d'un deuxième mode de réalisation d'une turbomachine équipant l’aéronef selon l'invention ;

- la figure 5 est une demi-vue schématique de détail en coupe axiale de la turbomachine de la figure 4 ;

- la figure 6 est une demi-vue schématique de détail en coupe axiale d'un troisième mode de réalisation d'une turbomachine selon l'invention ;

- la figure 7 est une vue schématique de détail en coupe axiale d'un quatrième mode de réalisation d'une turbomachine selon l'invention ;

- les figures 8A à 8C sont des vues schématiques de détail, en coupe axiale par le plan 8-8 de la figure 7, de trois variantes du quatrième mode de réalisation de la turbomachine selon l'invention ;

- la figure 9 est une demi-vue schématique de détail en coupe axiale d'un cinquième mode de réalisation d'une turbomachine selon l'invention.

Description d’un mode de réalisation :

On a représenté à la figure 1 un aéronef 10 réalisé conformément à l’invention.

L’aéronef 10 comporte un fuselage 12, des ailes 14 s’étendant à partir du fuselage 12, et, à une extrémité arrière ou queue du fuselage 12, des gouvernes de vol comprenant une dérive 17 comportant une gouverne de direction 16 et des gouvernes 18 de profondeur. L’aéronef 10 comporte une turbomachine principale 20 intégrée à l’arrière de son fuselage 12 dans le prolongement de celui-ci et en arrière de la dérive

17. La turbomachine 20 est agencée selon un axe X'-X' sensiblement parallèle à un axe X-X du fuselage 12.

Cette configuration n'est cependant pas limitative de l'invention, la turbomachine pouvant aussi être agencée selon un axe X'-X' formant un angle avec l'axe X-X du fuselage 12.

Dans l'exemple de réalisation décrit dans la suite de la présente description, les dénominations axiales et radiales se réfèrent à un axe X'-X' de la turbomachine 20, qui correspond à un axe de rotation d'au moins une hélice 30 de la turbomachine, comme représenté à la figure 2. Cet axe X'-X' peut être confondu avec l'axe X-X du fuselage comme représenté à la figure 1, ou décalé parallèlement à celui-ci comme représenté à la figure 2. Les termes amont et aval se réfèrent à la direction de l’écoulement principal dans la turbomachine le long de cet axe X'-X'.

Dans le mode de réalisation préféré de l’invention, mais de manière non limitative de celle-ci, l’aéronef 10 comporte aussi des turbomachines auxiliaires 22 fixées de manière additionnelle sous les ailes 14, ces turbomachines 22 étant utilisées comme moteurs auxiliaires pour certaine phases de vol de l'aéronef, par exemple lors du décollage de l’aéronef 10, afin de fournir une poussée supplémentaire, tandis que la turbomachine principale 20 est, quant à elle, plus spécifiquement dédiée aux phases de vol de croisière.

Il sera compris que cette disposition n’est pas limitative de l’invention et que l'aéronef 10 qui a été représenté à la figure 1 pourrait ne comporter qu’une unique turbomachine 20 qui formerait l’unique moteur de l'aéronef et être ainsi dépourvu des turbomachines auxiliaires 22.

Comme cela a été représenté sur la figure 1, la turbomachine 20 est centrée sur son axe longitudinal X'-X', qui est compris dans le plan de la figure 2. Comme le montre la figure 2, cette turbomachine 20 comprend, d’amont en aval, dans le sens d’écoulement des gaz, au moins un générateur de gaz 24, alimenté par une entrée d’air 26 prélevant l’air à l'extérieur du fuselage 12, et alimentant une turbine de puissance 28. De façon connue en soi, le générateur de gaz 24 comprend au moins un compresseur, une chambre de combustion et une turbine (non représentés sur la figure 2). Comme l'illustre de manière schématique la figure 2, le générateur de gaz 24 est préférentiellement alimenté par une entrée d’air 26 qui est écartée de la surface du fuselage 12. Ceci permet d'alimenter le compresseur du générateur de gaz avec un écoulement peu perturbé par la couche limite du fuselage 12.

Le générateur de gaz 24 et la turbine de puissance 28 sont logés dans le fuselage 12 de l'aéronef 10. La turbine de puissance 28 peut être coaxiale ou non avec l'axe X'-X' de la turbomachine 20. La turbine de puissance 28 entraîne au moins une hélice de propulsion 30 par l'intermédiaire d'un dispositif de transmission de puissance 32 qui a été représenté de manière schématique à la figure 2. Le dispositif de transmission de puissance 32 a été représenté sur la figure 2 uniquement pour illustrer la liaison cinématique de la turbine de puissance 28 à l'hélice de propulsion 30, sans préjuger de la configuration mécanique réelle de ce dispositif de transmission de puissance 32.

L'hélice de propulsion 30 est logée dans un carénage 34 qui s'étend coaxialement au fuselage 12 autour de ladite hélice 30 et qui est relié à des carters de la turbomachine 20 par des bras qui n'ont pas été représentés sur la figure 2.

Enfin, la turbomachine 20 comporte un carter d'échappement 36 qui permet d'évacuer les gaz d'échappement, comme l'indique la flèche de la figure 2, vers l'aval de l'aéronef 10.

Les figures 3 et 4 représentent de manière schématique deux modes de réalisation de la turbomachine 20.

Selon un premier mode de réalisation qui a été représenté à la figure 3, la turbomachine 20 comporte deux générateurs de gaz 24 logés à l’intérieur du fuselage 12 dans des veines d’écoulement primaires 38. Des entrées d’air distinctes 40 sont prévues pour ces veines 38 afin d’alimenter chaque générateur de gaz 24. Sur l’exemple présenté ici, les entrées d’air 40 sont reliées au fuselage 12 de l’aéronef, en amont des générateurs de gaz 24 et leur paroi interne est directement intégrée au fuselage 12. Elles absorbent ainsi une partie de la couche limite formée autour du fuselage 12 de l’aéronef. Dans une autre configuration préférentielle, non représentée et analogue à la configuration de la figure 2, les entrées d’air latérales alimentant chacun des générateurs de gaz pourraient être, au contraire, écartées du fuselage 12 de l’aéronef, de manière à minimiser ce phénomène d’absorption de la couche limite et à faciliter le fonctionnement des générateurs de gaz 24. II est également envisageable d’utiliser plus de deux générateurs de gaz 24, par exemple trois générateurs de gaz, pour alimenter la turbine de puissance 28.

Dans ce premier mode de réalisation, les deux veines d’écoulement primaires 28 des générateurs de gaz 38 convergent vers l’axe longitudinal X'-X' de la turbomachine 20 et forment entre elles un V ouvert vers l’amont, dont l’angle d’ouverture est de préférence compris entre 80° et 120°.

Les deux veines d’écoulement primaires 38 des générateurs de gaz convergent dans une veine primaire centrale 42 qui alimente la turbine de puissance 28. Un mélangeur (non représenté sur la figure 3) est de préférence positionné au niveau de la zone de convergence des deux veines 38 logeant les générateurs de gaz 24. Ce mélangeur a pour fonction de mélanger les flux gazeux issus des deux générateurs de gaz 24 pour créer un flux gazeux unique homogène en sortie de la veine centrale primaire 42 et alimenter la turbine de puissance 28.

Cette configuration est particulièrement adaptée à un aéronef ne comportant qu'une turbomachine 20, pour laquelle il est nécessaire de disposer d'au moins deux générateurs de gaz 24 afin de pouvoir garantir le fonctionnement de la turbomachine 20 en toutes circonstances. En effet, les générateurs de gaz 24 sont ici disposés de manière redondante et chaque générateur de gaz 24 peut assurer l'alimentation en gaz de la turbine de puissance 28 en cas de défaillance de l'autre générateur de gaz.

Selon un deuxième mode de réalisation préféré de l'invention, qui a été représenté à la figure 4, la turbomachine 20 comporte un seul générateur de gaz 24 logé à l’intérieur du fuselage 12 dans une veine d’écoulement primaire 38. Des entrées d’air distinctes 40 peuvent être prévues pour alimenter en air frais cette veine 38 afin d’alimenter le générateur de gaz 24, mais il sera compris, sans limitation de l'invention, que la turbomachine 20 peut comporter une entrée d'air unique 40. Sur l’exemple présenté, les entrées d’air 40 sont symétriques et reliées au fuselage 12 de l’aéronef, en amont du générateur de gaz 24, et leur paroi interne est directement intégrée au fuselage 12. Comme pour le premier mode de réalisation de l'invention, les entrées d’air 40 latérales alimentant chacun des générateurs de gaz pourraient être, au contraire, écartées du fuselage 12 de l’aéronef, de manière à minimiser ce phénomène d’absorption de la couche limite et à faciliter le fonctionnement des générateurs de gaz 24.

La veine d’écoulement primaire 38 du générateur de gaz 24 alimente la turbine de puissance 28, qui entraîne l'hélice de propulsion 30. Cette configuration est particulièrement adaptée un aéronef comportant une turbomachine principale 20 et des turbomachines auxiliaires 22, une défaillance de l'unique générateur de gaz 24 de la turbomachine 20 pouvant être aisément palliée par la mise hors service de la turbomachine 20 et par la compensation de la poussée qu'elle doit exercer à l'aide des turbomachines auxiliaires 22.

Quelle que soit la configuration retenue pour l'alimentation de la turbine de puissance 28, l'hélice de propulsion 30 est, comme on le voit, agencée en aval de la turbine de puissance 28. L'intégration de l'hélice de propulsion 30 en pointe arrière du fuselage permet en effet une dissociation de l'hélice 30 de propulsion et du ou des générateurs de gaz 24 qui alimentent la turbine de puissance 28, ce qui autorise une maximisation conjointe des rendements propulsif et thermique.

Conventionnellement, la transmission de puissance d'une turbine de puissance à une hélice de propulsion située dans un plan décalé par rapport à la position de la turbine de puissance est réalisée par l'intermédiaire d'un arbre coaxial. Un tel agencement a par exemple été proposé par la société BAUHAUS LUFTFAHRT dans un projet d'aéronef comportant une hélice de propulsion amont entraînée par une turbine de puissance aval par l'intermédiaire d'un arbre coaxial.

L'agencement en position coaxiale d'un arbre assurant la transmission de puissance n'est envisageable que dans le cas où l'hélice de propulsion est agencée en amont de la turbine de puissance, car selon cette configuration les gaz chauds issus de la turbine de puissance ne peuvent pas être aspirés par l'hélice de propulsion et ne peuvent donc dégrader son rendement. Toutefois, cette configuration n'est pas optimale, car elle implique le rejet de la turbine de puissance en toute fin de l'extrémité arrière de l'aéronef, ce qui pose des problèmes de répartition des masses au sein dudit aéronef.

Lorsque, en revanche, pour des questions de répartition des masses de l'aéronef 10, on désire agencer l'hélice de propulsion 30 en aval de la turbine de puissance 28, se pose le problème de l'accouplement mécanique de cette hélice de propulsion 30 à la turbine de puissance 28. II importe selon cette configuration d'éviter que l'hélice de propulsion 30 ne soit soumise au gaz chauds circulant dans le carter d'échappement 36 afin d'éviter que ceux-ci ne dégradent le rendement de l'hélice de propulsion 30 et ne risquent d'endommager les pales de cette hélice 30.

L'invention propose une solution innovante permettant de remédier à cet inconvénient en proposant une hélice de propulsion 30 s'étendant autour du carter d'échappement 36, comme représenté aux figures 3 et 4.

On a représenté sur les figures 5 à 8 plusieurs modes de réalisation de l'invention mettant en œuvre une telle hélice de propulsion 30. On remarquera que seule la figure 5 représente l'ensemble des constituants de la turbomachine 20, les figures 6 à 8 ne représentant que la partie aval de la turbomachine 20, à partir de la veine principale 38 alimentant la turbine de puissance 28, jusqu'à l'extrémité aval de la turbomachine 20.

Comme l'illustre la figure 5 qui illustre le détail du deuxième mode de réalisation de rinvention de la figure 4, de manière connue en soi, le générateur de gaz 24 comporte un compresseur 44, qui alimente en air une chambre de combustion 46 qui produit des gaz à haute densité énergétique alimentant une turbine 48. La turbine 48 est liée au compresseur 44 par l'intermédiaire d'un arbre correspondant 50. Le générateur de gaz 24 alimente par l'intermédiaire de la veine principale 38 la turbine de puissance 28. En sortie de la turbine de puissance 28, les gaz G sont éjectés dans le carter d'échappement 36.

La turbine de puissance 28 comporte au moins un rotor 52 qui est monté par l'intermédiaire de paliers 54 dans un carter statique 56 de la turbomachine 20, lequel carter 56 porte également le carter d'échappement 36. Le carter statique 56 reçoit aussi des paliers 59 de guidage du rotor 58 de l'hélice 30. Les supports des paliers 59 et le carter statique 56 forment la structure de l’hélice propulsive de la turbomachine, cette structure étant est reliée à la structure de la turbomachine 20 en général et à celle de l’aéronef.

Le rotor 52 de la turbine de puissance 28 entraîne le rotor 58 de l’au moins une hélice 30 par l'intermédiaire d'un dispositif de transmission de puissance 32.

Conformément à l'invention, le rotor 58 de ladite au moins une hélice de propulsion 30 s’étend autour d’au moins une partie 60 dudit carter d’échappement et il est entraîné par le rotor 52 de la turbine 28 par l’intermédiaire d’au moins un arbre radial 62 correspondant qui traverse radialement le carter d’échappement 36.

Cette configuration permet de disposer le rotor 58 de l'hélice de propulsion 30 autour du carter d'échappement 36 en l'isolant du carter d'échappement 36. De ce fait, l'hélice de propulsion 30 n’est pas placée dans le flux de gaz chauds qui sortent de la turbine de puissance 28 et qui sont propagés dans le carter d'échappement 36. Cette configuration permet à l'hélice de propulsion 30 d'exercer sa poussée sur un flux d'air frais F à haute densité provenant de l'environnement du fuselage 12 de l'aéronef. Par conséquent, le rendement de l'hélice de propulsion 30 est dans ce cas optimal.

Dans les modes de réalisation préférés de l'invention, la partie 60 du carter d’échappement 36 qui est entourée par le rotor 58 de l'hélice de propulsion 30 présente une section de passage annulaire 61 agencée entre une virole interne 68 et une virole externe 70 qui sont reliées par au moins un bras radial 66. Cette partie 60 délimite à l'intérieur de la virole interne 68 un logement intérieur 64 recevant au moins le rotor 52 de la turbine de puissance 28. Au moins un bras radial 66 s’étend en travers de la section de passage 61 de cette partie annulaire 60 du carter 36, c’est-à-dire entre les viroles interne 68 et externe 70.

Avantageusement, le bras radial 66 est un bras aérodynamique, c'est-à-dire un bras qui est profilé afin de réduire au maximum sa traînée aérodynamique, et qui traverse transversalement le carter d'échappement 36. De par sa configuration aérodynamique, le bras radial 36 n’oppose ainsi qu’une contre-pression limitée au gaz d'échappement G.

L’au moins un arbre radial 62 s’étend avantageusement dans le bras radial 66.

Bien entendu, plusieurs bras radiaux peuvent être agencé entre les viroles 68, 70, certains de ces arbres ne contenant pas d'arbre radial 62 mais étant par exemple traversés par des servitudes, telles que des canalisations d’air, d’huile, ou des harnais électriques.

L'arbre radial 62 est par ailleurs guidé par rapport au carter statique 56 par l'intermédiaire de paliers 57.

S'agissant d'un arbre 62 placé dans un environnement de température élevée puisque le bras radial 66 est placé dans le flux de gaz chauds du carter d'échappement, on comprendra qu'une ventilation interne du bras 66 peut être prévue, par exemple à partir d'un prélèvement d’un flux d'air de la turbomachine 20.

Le deuxième mode de réalisation de l'invention représenté à la figure 5 et un troisième mode de réalisation de l'invention représenté à la figure 6 ne comportent tous deux qu'un arbre radial 62. Un quatrième mode de réalisation représenté aux figures 7, et 8A à 8C et un cinquième mode de réalisation représenté à la figure 9 comportent quant à eux deux arbres radiaux 62a, 62b, ces modes de réalisation correspondant à des configurations à deux hélices de propulsion 30a, 30b, comme on le verra dans la suite de la présente description.

La différence entre les deuxième et troisième modes de réalisation de l'invention d'une part, et les quatrième et cinquième modes de réalisation de l'invention d'autre part réside dans la façon d'acheminer la puissance issue de la turbine de puissance 28. Dans les deuxième et troisième modes de réalisation la puissance chemine par un arbre unique 62, alors que dans les quatrième et cinquième modes de réalisation de l'invention, la puissance chemine par au moins deux arbres 62a, 62b, ces arbres 62a, 62b pouvant être en nombre supérieur, comme on le verra dans la suite de la présente description.

Le dispositif de transmission de puissance 32 comprend au moins l’arbre radial 62, ou les arbres radiaux 62a, 62b, et pour son accouplement au rotor de turbine 52, un premier dispositif d’accouplement 72 ou 72a, 72b.

Le premier dispositif d'accouplement 72 est agencé à l’intérieur du logement 64 et il est interposé d'une manière générale entre ledit au moins un arbre radial 62 et le rotor 52 de la turbine 28. Comme on le verra dans la suite de la présente description, plusieurs modes de réalisation de ce premier dispositif d'accouplement 72, 72a, 72b peuvent être envisagés en fonction des différents modes de réalisation de l'invention.

Le dispositif de transmission 32 comporte également un second dispositif 74 d’accouplement qui est agencé à l’extérieur de la partie 60 de carter 36, qui est interposé directement entre ledit au moins un arbre radial 62 et le rotor 58 de l’hélice de propulsion 30.

Dans les deuxième et troisième et quatrième modes de réalisation de l'invention qui ont été représentés aux figures 5 et 6, le dispositif de transmission de puissance 32 ne comporte qu'un arbre radial 62.

La configuration la plus simple, représentée à la figure 5, correspond à une turbomachine 20 ne comportant qu'une unique hélice de propulsion 30 et un unique dispositif de transmission de puissance 32. Un unique premier dispositif d'accouplement 72 comporte un engrenage perpendiculaire 76 constitué par exemple de manière connue en soi de deux pignons coniques à renvoi d'angle 78, 80 qui permettent d'assurer directement le renvoi de la puissance entre le rotor 52 de la turbine de puissance 28, de direction axiale, et l'arbre radial 62. Le second dispositif d'accouplement 74 comporte de manière similaire un engrenage perpendiculaire 82 comportant un pignon 84 à l'extrémité de l'arbre radial 62, qui engrène avec une couronne 86 du rotor 58 de l'hélice de propulsion 30.

Une configuration analogue ne mettant en jeu qu'un seul arbre radial 62 peut être utilisée pour la transmission de la puissance de la turbine de puissance 28 à deux hélices contrarotatives 30a, 30b par l'intermédiaire de deux dispositifs de transmission de puissance 32a, 32b. Similairement au mode de réalisation précédent, le premier dispositif d'accouplement 72 du premier dispositif de transmission de puissance 32a comporte un engrenage perpendiculaire 76 constitué de deux pignons coniques à renvoi d'angle 78, 80 qui permettent d'assurer le renvoi entre le rotor 52 de la turbine de puissance 28, de direction axiale, et l'arbre radial 62. Le premier dispositif d'accouplement 72 est commun avec le second dispositif de transmission de puissance 32b. Les dispositifs de transmission de puissance 32a, 32b comportent des seconds dispositifs d'accouplement 74a, 74b respectifs qui comportent chacun deux engrenages perpendiculaires 82a, 82b comportant deux pignons correspondants 84a, 84b à l'extrémité de l'arbre radial 62, lesquels pignons 84a, 84b engrènent avec des couronnes correspondantes 86a, 86b de deux rotors 58a, 58b des hélices de propulsion 30a, 30b.

Similairement au mode de réalisation précédent, le carter statique 56, représenté ici en traits pointillés, reçoit aussi des paliers 59 de guidage du rotor 58 de l'hélice 30. Les supports des paliers 59 et le carter statique 56 forment la structure de l’hélice propulsive de la turbomachine, cette structure étant est reliée à la structure de la turbomachine 20 en général et à celle de l’aéronef.

Dans chacun de ces modes de réalisation, le premier dispositif 72 est unique. II est de ce fait particulièrement adapté à une turbomachine 20 comportant une unique hélice 30 ou deux hélices contrarotatives 30a, 30b entraînés par un seul et même arbre radial 62. Dans cette configuration, l’engrenage perpendiculaire 76 du premier dispositif d'accouplement 72 est interposé directement entre l'arbre radial 62 et le rotor 52 de la turbine 28.

Toutefois, cette configuration n'est pas forcément optimale ne serait-ce que pour des considérations d'optimisation de l'encombrement des pignons des engrenages en fonction de l'espace disponible, et/ou pour des considérations d'équilibrage des masses radiales. En effet, il peut par exemple être souhaitable de disposer d'un entraînement distinct pour chaque hélice 30a, 30b émettant à ce titre en œuvre plus d'un seul arbre radial 62, c'est-à-dire de dispositifs de transmission de puissance 32a, 32b comportant des arbres distincts 62a, 62b. Ces arbres distincts sont portés par des paliers correspondants 57a, 57b.

Des configurations de ce type ont été représentées en référence aux quatrième et cinquième modes de réalisation de l'invention des figures 7 et 8.

Dans ces modes de réalisation, une ventilation interne du ou des bras recevant des arbres 62a, 62b peut être prévue, comme précédemment à partir d'un prélèvement d'un flux d'air de la turbomachine 20, ou au contraire à partir du flux d'air traversant les hélices 30a, 30b. Par exemple un flux d'air de refroidissement R peut traverser un carter fixe en amont de l'hélice 30a et être acheminé jusqu'à la virole externe 70 et de là, au bras 66. En variante (non représentée), le flux d'air peut traverser la couronne 86a du rotor de l'hélice 30 et être acheminé jusqu'à la virole externe 710 et de là, au bras 66.

Dans ces modes de réalisation, la turbomachine 20 comporte deux dispositifs de transmission de puissance 32a, 32b. La turbomachine 20 comportent des premiers dispositifs d’accouplement 72a, 72b qui comportent chacun un engrenage perpendiculaire 76a, 76b interposé entre l’arbre radial 62a, 62b et un organe de sortie 88a, 88b d’un unique réducteur différentiel 90 à trains d’engrenages concentriques dont un organe d’entrée (non visible sur la figure 8) est accouplé au rotor 52 de la turbine 28.

En particulier, le réducteur différentiel 90 est un réducteur épicycloïdal.

Comme précédemment, chaque engrenage perpendiculaire 76a, 76b de chaque premier dispositif d'accouplement 72a, 72b du dispositif de transmission de puissance correspondant 32a, 32b comporte un engrenage perpendiculaire 76a, 76b, c'est-à-dire un engrenage dont les directions des axes sont concourantes et perpendiculaires. Ainsi, l'engrenage perpendiculaire 76a du premier dispositif de transmission de puissance 32a est constitué d'un pignon conique 88a du réducteur 90 et d'un pignon conique 80a, d’axe perpendiculaire, solidaire du premier arbre radial 62a. De même, l'engrenage perpendiculaire 76b du dispositif de transmission de puissance 32b est constitué d’un pignon conique 88b du réducteur 90 et d'un pignon conique 80b, d’axe perpendiculaire, solidaire du second arbre radial 62b.

Pour assurer l'entraînement des pignons 88a, 88b par la turbine de puissance, le réducteur différentiel 90 comporte un planétaire 91 qui est lié au rotor 52 de la turbine de puissance, des satellites 93 et un porte-satellites 95 solidaire du pignon 88b, et une couronne 97 solidaire du pignon 88a.

II sera compris que, en variante, la turbomachine 20 pourrait, en lieu et place du réducteur à trains d'engrenages concentriques 90, comporter plusieurs réducteurs à sortie unique, chacun des dispositifs de transmission de puissance 32a, 32b étant alors accouplé à une sortie d'un de ces réducteurs.

Dans ces quatrième et cinquièmes modes de réalisation de l'invention, les premiers dispositifs d’accouplement 72a, 72b étant accouplés à un unique réducteur 90 à trains d’engrenages concentriques, les arbres radiaux 62a, 62b des deux dispositifs de transmission de puissance 32a, 32b peuvent être coaxiaux et s’étendre dans un même bras 66 de la partie de carter 60, comme représenté aux figures 7, 8A et 9. Sur la figure 8A en particulier on a représenté de manière schématique une disposition coaxiale des arbres 62a et 62b accouplés respectivement aux couronnes 86a et 86b des rotors des deux hélices 30a, 30b, la couronne 86a du rotor de l'hélice 30a étant masquée par la couronne 86b du rotor de l'hélice 30b et étant figuré en pointillés sur la figure 8A. Les arbres 62a, 62b traversent un bras 66 tandis que des bras 69 sont dédiés aux passages de servitudes de la turbomachine, telles que des canalisations d'air, d'huile ou des harnais électriques.

II sera toutefois compris que cette configuration n'est pas limitative de l'invention et que les arbres radiaux 62a, 62b pourraient n'être pas concentriques et s'étendre dans des bras différents 66, 67 de la partie de carter 60, comme représenté à la figure 8B. Sur la figure 8B en particulier on a représenté de manière schématique une disposition à 90 degrés des arbres 62a et 62b, traversant des bras 66 et 67, et accouplés respectivement aux couronnes 86a et 86b des rotors des deux hélices 30a, 30b, la couronne 86a du rotor de l'hélice 30a étant masquée par la couronne 86b du rotor de l'hélice 30b et étant figuré en pointillés sur la figure 8A. Des bras radiaux 69 sont toujours dévolus au passage des servitudes de la turbomachine.

De plus, les arbres radiaux ne sont pas nécessairement limités à un seul arbre radial 62a et un à seul arbre radial 62b. En effet, il peut être opportun d'avoir plus d'un arbre 62a et plus d'un arbre 62b de manière à leur permettre de n'acheminer chacun qu'une partie du couple issu de la turbine de puissance, et par conséquent de les dimensionner de manière inférieure. Une telle configuration, qui a été représentée à la figure 8C, permet également de répartir la masse des bras aérodynamiques et des arbres radiaux 62a, 62b, par exemple en les agençant par paires de manière diamétralement opposée.

Le cinquième mode de réalisation de l'invention, qui a été représenté à la figure 9, présente une configuration sensiblement analogue à celle du quatrième mode de réalisation de l'invention, à cette différence que chaque hélice 30a, 30b comporte deux rangées de pales 31a, 31b et 33a, 33b agencées coaxialement l’une à l’autre. Ces rangées de pales 31a, 31b et 33a, 33b étant placées dans des veines de flux différentes. Ainsi, les rangées de pales 31a et 31b des hélices 30a, 30b sont placées dans une veine de flux F tandis que les rangées de pâles 33a, 33b des hélices 30a, 30b sont placées dans une veine de flux F’ coaxiale et extérieure à la veine de flux F. Cette configuration permet avantageusement d'exercer une poussée sur différentes couches d'air. La veine de flux F est alimentée par une couche limite courant à la surface du fuselage 12 de l'aéronef, tandis que la veine de flux F’ est alimentée par un flux d’air distant de la couche limite.

Cette configuration permet donc de manière très avantageuse d'optimiser les flux d'air traversant les pales de l'hélice 30 ou des hélices 30a, 30b de la turbomachine 20 de manière à optimiser le rendement de celle-ci, ce qui permet notamment d'en limiter la consommation de carburant.

Claims

Revendications

1. Aéronef (10), comportant un fuselage (12) et propulsé par au moins par une turbomachine (20) comportant au moins une hélice de propulsion (30, 30a, 30b) et une turbine (28) de puissance entraînant ladite au moins une hélice (30, 30a, 30b), ladite turbine de puissance (28) et ladite au moins une hélice (30, 30a, 30b) étant intégrées à l’arrière du fuselage (12) dans le prolongement de celui-ci ladite turbine de puissance (28) ayant au moins un rotor (52) entraînant un rotor (58, 58a, 58b) de ladite au moins une hélice (30, 30a, 30b) et un carter (36) d’échappement situé en aval de la turbine (28) de puissance, caractérisé en ce que le rotor (58, 58a, 58b) de ladite au moins une hélice de propulsion (30, 30a, 30b) s’étend autour d’au moins une partie (60) dudit carter d’échappement (36) et en ce qu’il est entraîné par le rotor (52) de la turbine par l’intermédiaire d’au moins un arbre radial (62, 62a, 62b) traversant radialement ledit carter d’échappement (36).
2. Aéronef (10) selon la revendication précédente, caractérisé en ce qu’au moins ladite partie (60) du carter d’échappement (36) présente une section annulaire et en ce que ledit au moins un arbre radial (62, 62a, 62b) s’étend dans un bras radial (66) dudit carter (36) d'échappement qui s’étend entre deux viroles annulaires, respectivement interne (68) et externe (70), dudit carter (36), et qui relie lesdites viroles interne (68) et externe (70).
3. Aéronef (10) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que ladite partie (60) de carter d’échappement (36) délimite un logement intérieur (64) recevant le rotor (52) de la turbine de puissance, et en ce que le rotor (58) de ladite au moins une hélice de propulsion est accouplé au rotor de la turbine par l’intermédiaire d’un dispositif de transmission de puissance (32, 32a, 32b) qui comprend au moins l’arbre radial (62, 62a, 62b), un premier dispositif d’accouplement (72, 72a, 72b) qui est agencé à l’intérieur dudit logement (64) et qui est interposé entre ledit au moins un arbre radial (62) et le rotor (52) de la turbine (28), et un second dispositif d’accouplement (74, 74a, 74b) qui est agencé à l’extérieur de la partie (60) de carter et qui est interposé entre ledit au moins un arbre radial (62) et le rotor (52) de l’hélice de propulsion.
4. Aéronef (10) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que le premier dispositif d’accouplement (72) comporte un engrenage perpendiculaire (76) qui est interposé directement entre ledit au moins un arbre radial (62) et le rotor (52) de la turbine.
5. Aéronef (10) selon la revendication 3, caractérisé en ce que le premier dispositif d’accouplement (72) comporte un engrenage perpendiculaire (76a, 76b) qui est interposé entre l’arbre radial (62) et un organe de sortie (88a, ,88b) d’un réducteur (90) à trains d’engrenages concentriques différentiel dont un organe d’entrée est accouplé au rotor (52) de la turbine (28).
6. Aéronef (10) selon l’une des revendications 3 à 5, caractérisé en ce que le second dispositif d’accouplement (74, 74a, 74b) comporte un engrenage perpendiculaire (82, 82a, 82b) qui est interposé entre ledit au moins un arbre radial (62, 62a, 62b) et le rotor (58, 58a, 58b) de ladite au moins une hélice (30, 30a, 30b) de propulsion.
7. Aéronef (10) selon les revendications 4 et 6 prises en combinaison, caractérisé en ce qu’il comporte une unique hélice de propulsion (30) et un unique dispositif de transmission de puissance (32) comportant des premier et second dispositifs d’accouplement (72, 74) à engrenages perpendiculaires, le premier dispositif d’accouplement (72) comportant un engrenage perpendiculaire (76) qui est interposé entre l’arbre radial (62) et le rotor (52) de la turbine (28).
8. Aéronef (10) selon les revendications 4 et 6 prises en combinaison, caractérisé en ce qu’il comporte deux hélices de propulsion contrarotatives (30a, 30b) et deux dispositifs (32a, 32b) de transmission de puissance comportant des premier et second dispositifs d’accouplement (72, 74a, 74b) à engrenages perpendiculaires, les deux dispositifs de transmission de puissance partageant un premier dispositif d’accouplement (72) et un arbre radial (62) communs, le premier dispositif d’accouplement (72) comportant un engrenage perpendiculaire (76) qui est interposé entre l’arbre arbre radial (62) et le rotor (52) de la turbine.
9. Aéronef (10) selon les revendications 5 et 6 prises en combinaison, caractérisé en ce qu’il comporte deux hélices de propulsion contrarotatives (30a, 30b) et deux dispositifs de transmission de puissance (32a, 32b) comportant des premier et second dispositifs d’accouplement (72a, 72b, 74a, 74b) à engrenages perpendiculaires, les premiers dispositifs d’accouplement (72a, 72b) comportant deux engrenages perpendiculaires (76a, 76b) qui sont interposés chacun entre un arbre radial (62a, 62b) et un organe de sortie (88a, 88b) d’un unique réducteur (90) à

5 trains d’engrenages concentriques.
10. Aéronef (10) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que les arbres radiaux (62a, 62b) des deux dispositifs de transmission de puissance (32a, 32b) sont coaxiaux et s’étendent dans un même bras (66) de la partie de carter (60).

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