FR3057616A1 - Turbopropulseur - Google Patents
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Abstract
L'invention concerne un turbopropulseur comprenant un canal d'alimentation en air d'un compresseur comportant une entrée d'air (18) amont en écope et en vis-à-vis axial d'une hélice amont et une sortie d'air débouchant dans le compresseur. Selon l'invention, le barycentre (37) de la projection du périmètre de l'entrée d'air (18) sur un plan perpendiculaire à l'axe de l'hélice, est décalé, orthogonalement d'un plan vertical contenant l'axe du compresseur, dans le sens inverse du sens de rotation de l'hélice.
Description
L’invention concerne un turbopropulseur pour un avion, tel qu’un avion militaire notamment
Parmi les moteurs à hélice non carénés, on connaît notamment les turbopropulseurs (représenté en figure 1) qui comprennent une hélice amont dont le rotor est entraîné en rotation par le rotor d’un générateur de gaz agencé en aval. L’alimentation en air est réalisée par une entrée d’air agencée en aval de l’hélice. L’entrée d’air peut être annulaire ou être en écope, c’est-à-dire être localisée à un endroit donné en aval de l’hélice comme cela est représenté en figure 1. Ce second type d’entrée d’air est notamment utilisé sur des turbopropulseurs d’avions militaires. L’entrée d’air a une forme oblongue agencée et conformée de manière à comprendre un plan de symétrie correspondant à un plan vertical contenant l’axe de l’hélice (figure 2).
II a été observé qu’une telle entrée d’air en écope induisait une variation circonférentielle de pression en entrée du compresseur du générateur de gaz. Cette distorsion circonférentielle de la pression impacte directement l’opérabilité du turbopropulseur et induit une augmentation de la consommation spécifique. Cette déformation du champ de pression en entrée du compresseur est la conséquence de la forme du canal d’alimentation, qui génère deux tourbillons dans le plan d’entrée du compresseur et de part et d’autre d’un plan vertical contenant l’axe du compresseur, et de la rotation de l’hélice propulsive amont qui génère une dissymétrie des tourbillons, le tourbillon de droite étant plus énergétique que le tourbillon de gauche, lorsqu’un observateur se place en amont du moteur et regarde vers l’aval (figure 2).
L’invention permet d’apporter une solution simple, économique et efficace aux problèmes précités de la technique antérieure.
A cette fin, elle propose un turbopropulseur comprenant un canal d’alimentation en air d’un compresseur comportant une entrée d’air amont en écope et en vis-à-vis axial d’une hélice amont et une sortie d’air débouchant dans le compresseur, caractérisé en ce que le barycentre de la projection du périmètre de l’entrée d’air sur un plan perpendiculaire à l’axe de l’hélice, est décalé, orthogonalement d’un plan vertical contenant l’axe du compresseur, dans le sens inverse du sens de rotation de l’hélice.
Le décalage du barycentre de l’entrée d’air dans le sens inverse du sens de rotation de l’hélice permet de réaliser, dans le plan d’entrée du compresseur, un transfert d’énergie du tourbillon de droite vers le tourbillon de gauche, ce qui améliore les performances de propulsion.
Selon une autre caractéristique de l’invention, le décalage par rapport au plan vertical contenant l’axe de l’hélice est compris entre 0,5 et 6 cm, de préférence de l’ordre de 2 cm.
Préférentiellement, le canal comprend une partie amont tubulaire reliée par une partie intermédiaire de déviation à une partie aval reliée en sortie au compresseur, la partie amont et la partie de déviation étant connectées entre elles via un coude radialement interne convexe, ledit barycentre étant décalé d’un angle a formé entre :
- la droite passant par le barycentre et le point Z, et
- la droite correspondant à la projection de l’axe du compresseur sur un plan horizontal passant par le barycentre, où Z correspond à la projection, selon une direction verticale sur un plan horizontal passant par le barycentre, du point de tangence au coude de la droite qui est contenue dans un plan vertical contenant l’axe du compresseur et qui intercepte l’axe du compresseur au niveau de l’entrée du compresseur.
La valeur de l’angle a est choisie pour équilibrer l’intensité des tourbillons de sortie du canal afin d’éliminer la distorsion issue du souffle de l’hélice sur le point de vol considéré comme dimensionnant pour le compresseur.
De préférence, l’angle a est compris entre 0,5 et 6°. De préférence, l’angle a est de 2°. II a été observé qu’avec une telle valeur, la diminution des distorsions est la plus importante.
Dans une réalisation particulière de l’invention, l’entrée d’air a en section une forme oblongue.
Dans un plan transverse à l’axe de l’hélice et passant par l’entrée d’air, la droite s’étendant suivant la plus grande dimension de l’entrée d’air est inclinée en oblique par rapport à un plan horizontal. Cet arrangement vise à réduire l’encombrement latéral de l’entrée d’air et par suite la traînée aérodynamique en résultant.
L’invention concerne également un avion comprenant au moins un élément de fuselage portant au moins un turbopropulseur tel que décrit précédemment.
L’invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d’exemple non limitatif en référence aux dessins annexés dans lesquels :
- la figure 1 est une vue schématique en coupe d’un turbopropulseur de la technique connue ;
- la figure 2 est une représentation schématique du plan d’entrée d’air du turbopropulseur de la figure 1 ;
- la figure 3 est une vue schématique d’un plan d’entrée d’air d’un turbopropulseur selon un premier mode de réalisation de l’invention ;
- la figure 4 est une vue schématique d’un plan d’entrée d’air d’un turbopropulseur selon un second mode de réalisation de l’invention ;
- la figure 5 est une vue schématique en perspective du canal d’alimentation en air du compresseur ;
- la figure 6 est une vue schématique en coupe et partielle du canal d’alimentation en air ;
- la figure 7 est une vue schématique depuis le dessus du canal d’alimentation en air de la figure 5.
On se réfère tout d’abord à la figure 1 qui représente un turbopropulseur 10 selon un type connu comprenant une hélice 12 amont entraînée en rotation par un générateur de gaz 14 par l’intermédiaire d’un réducteur 16 à engrenages par exemple épicycloïdal. Ce générateur de gaz 14 comprend une entrée d’air 18 d’un canal 20 d’alimentation en air d’un compresseur 22 basse pression, cette entrée d’air étant agencée à la même position radiale, par rapport à l’axe 24 du générateur de gaz 14, que le réducteur 16 à engrenages. Le canal 20 d’alimentation débouche ainsi en aval dans un compresseur basse pression 22 puis l’air circule dans un compresseur haute pression 26. Une chambre de combustion 28 est agencée en aval du compresseur haute pression 26 et évacue les gaz chauds de combustion dans une turbine haute pression 30 puis une turbine basse pression 32 et une tuyère 34 d’éjection des gaz brûlés. Le générateur de gaz est entouré extérieurement par une enveloppe de carénage ou nacelle 35 (figure 2).
En fonctionnement, l’air entre dans le canal 20 d’alimentation en air par l’entrée d’air 18 et circule dans les compresseurs 22, 26, la chambre de combustion 28 et les turbines 30, 32, l’arbre 36 de turbine basse pression étant reliée en entrée du réducteur 16 à engrenages pour l’entrainement en sortie de l’hélice 12.
Le type d’entrée d’air représentée en figure 1 est une entrée d’air du type en écope, c’est-à-dire localisée à un endroit particulier autour de l’axe 24 du générateur de gaz 14. Comme évoqué précédemment, ce type d’entrée d’air induit des déformations du champ de pression en entrée du compresseur basse pression 22 qui conduise à une réduction du rendement propulsif du générateur de gaz 14.
Pour résoudre cette difficulté, l’invention propose de décaler le centre de gravité ou barycentre 37 du périmètre de l’entrée d’air 18, orthogonalement d’un plan vertical 38 contenant l’axe 24 du compresseur ou du générateur de gaz, dans le sens inverse du sens de rotation 40 de l’hélice 12. On comprend ainsi que l’entrée d’air 18 est agencée de manière dissymétrique par rapport au plan vertical 38, c’est-à-dire qu’une proportion plus importante de la surface d’entrée d’air 18 est agencée à droite du plan vertical 38 contenant l’axe 24 du générateur de gaz 14, l’entrée d’air 18 étant positionnée en dessous de l’axe de l’hélice et le sens de rotation 40 étant dans le sen horaire lorsque l’on regarde l’hélice 12 depuis l’amont.
Dans la configuration représentée en figure 3, l’entrée d’air 18 à un forme oblongue dont la plus grande dimension est sensiblement parallèle à un plan horizontal.
Dans une seconde réalisation de l’invention représentée en figure 4, la plus grande dimension de l’entrée d’air 18, de forme oblongue, est inclinée en oblique par rapport à un plan horizontal, dans un plan transverse à l’axe 24 du générateur de gaz 14 et passant par l’entrée d’air 18. Cet agencement présente l’avantage par rapport à l’agencement de la figure 3 de réduire l’encombrement latéral de l’entrée d’air 18 tout en conservant le bénéfice de la réduction des hétérogénéités de pression en entrée du compresseur basse pression 22.
Le décalage de l’entrée d’air 18 tel qu’indiqué précédemment peut être définit par rapport à un angle a particulier dans le turbopropulseur qui est décrit dans ce qui suit. Pour cela, est décrit en premier lieu le canal 20 d’alimentation d’air qui comprend une partie amont 42 tubulaire reliée par une partie intermédiaire 44 de déviation à une partie aval 46 reliée en sortie au compresseur basse pression 22, la partie amont 42 et la partie intermédiaire 44 de déviation étant connectées entre elles via un coude radialement interne convexe 48.
L’angle a (figure 7) peut être défini comme étant l’angle entre :
- la droite 50 passant par le barycentre 37 et le point Z, et
- la droite 52 correspondant à la projection de l’axe 24 du compresseur basse pression 22 sur un plan horizontal passant par le barycentre (figure 6), où Z correspond à la projection, selon une direction verticale sur un plan horizontal passant par le barycentre 37, du point de tangence au coude de la droite 54 qui est contenu dans un plan vertical contenant l’axe 24 du compresseur 22 et qui intercepte l’axe 24 du compresseur au niveau de l’entrée 56 du compresseur 22.
La valeur de l’angle a est de préférence comprise entre 0,5° et 6°, la valeur optimale étant de 2° pour laquelle les distorsions sont les plus faibles.
Claims (7)
1. Turbopropulseur comprenant un canal (20) d’alimentation en air d’un compresseur (22) comportant une entrée d’air (18) amont en écope et en vis-à-vis axial d’une hélice (12) amont et une sortie d’air débouchant dans le compresseur (22), caractérisé en ce que le barycentre (37) de la projection du périmètre de l’entrée d’air (18) sur un plan perpendiculaire à l’axe de l’hélice (12), est décalé, orthogonalement d’un plan vertical contenant l’axe du compresseur, dans le sens inverse du sens de rotation de l’hélice (12).
2. Turbopropulseur selon la revendication 1, dans lequel le décalage par rapport au plan vertical contenant l’axe de l’hélice est compris entre 0,5 et 6 cm, de préférence de l’ordre de 2 cm.
3. Turbopropulseur selon la revendication 1 ou 2, dans lequel le canal (20) comprend une partie amont (42) tubulaire reliée par une partie intermédiaire (44) de déviation à une partie aval (46) reliée en sortie au compresseur (22), la partie amont (42) et la partie de déviation (44) étant connectées entre elles via un coude (48) radialement interne convexe, ledit barycentre étant décalé d’un angle a formé entre :
- la droite (50) passant par le barycentre (37) et le point Z, et
- la droite (52) correspondant à la projection de l’axe (24) du compresseur (22) sur un plan horizontal passant par le barycentre (37), où Z correspond à la projection, selon une direction verticale sur un plan horizontal passant par le barycentre (37), du point de tangence au coude (48) de la droite (54) qui est contenu dans un plan vertical contenant l’axe du compresseur et qui intercepte l’axe (24) du compresseur (22) au niveau de l’entrée (56) du compresseur (22).
4. Turbopropulseur selon la revendication précédente dans lequel l’angle a est compris entre 0,5° et 6°, de préférence de l’ordre de 2°.
5. Turbopropulseur selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel l’entrée d’air (18) a en section une forme oblongue.
6. Turbopropulseur selon la revendication 5 , dans lequel, dans un plan transverse à l’axe de l’hélice (12) et passant par l’entrée d’air (18), la droite
5 s’étendant suivant la plus grande dimension de l’entrée d’air (18) est inclinée en oblique par rapport à un plan horizontal.
7. Avion caractérisé en ce qu’il comprend au moins un élément de fuselage portant au moins un turbopropulseur selon l’une des revendications 1 à 6.
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|---|---|---|---|
| FR1660156A FR3057616B1 (fr) | 2016-10-19 | 2016-10-19 | Turbopropulseur |
Applications Claiming Priority (2)
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|---|---|---|---|
| FR1660156 | 2016-10-19 | ||
| FR1660156A FR3057616B1 (fr) | 2016-10-19 | 2016-10-19 | Turbopropulseur |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3057616A1 true FR3057616A1 (fr) | 2018-04-20 |
| FR3057616B1 FR3057616B1 (fr) | 2019-10-18 |
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ID=58347468
Family Applications (1)
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| FR1660156A Active FR3057616B1 (fr) | 2016-10-19 | 2016-10-19 | Turbopropulseur |
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|---|---|
| FR (1) | FR3057616B1 (fr) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP4361043A1 (fr) * | 2022-10-31 | 2024-05-01 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Systèmes et procédés de commande d'une forme d'entrée d'admission d'un système de propulsion |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5961067A (en) * | 1996-09-10 | 1999-10-05 | Allison Engine Company | Method for reducing turboprop noise |
| FR3027876A1 (fr) * | 2014-10-29 | 2016-05-06 | Snecma | Manche d'entree d'air pour un turbopropulseur d'aeronef |
-
2016
- 2016-10-19 FR FR1660156A patent/FR3057616B1/fr active Active
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5961067A (en) * | 1996-09-10 | 1999-10-05 | Allison Engine Company | Method for reducing turboprop noise |
| FR3027876A1 (fr) * | 2014-10-29 | 2016-05-06 | Snecma | Manche d'entree d'air pour un turbopropulseur d'aeronef |
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| EP4361043A1 (fr) * | 2022-10-31 | 2024-05-01 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Systèmes et procédés de commande d'une forme d'entrée d'admission d'un système de propulsion |
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| FR3057616B1 (fr) | 2019-10-18 |
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