FR3074476A1

FR3074476A1 - Turbopropulseur d'aeronef comportant une helice non carenee

Info

Publication number: FR3074476A1
Application number: FR1761697A
Authority: FR
Inventors: Edmond Fert Jeremy
Original assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2017-12-06
Filing date: 2017-12-06
Publication date: 2019-06-07
Anticipated expiration: 2037-12-06
Also published as: FR3074476B1

Abstract

L'invention concerne un turbopropulseur (1) d'aéronef comportant une hélice (14) non carénée entraînée en rotation autour d'un axe longitudinal (X) par un moteur (2) de type turbomachine et une seconde hélice (15), coaxiale à ladite hélice (14) non carénée et de diamètre (D2) inférieur à celui (D1) de cette hélice, caractérisé en ce que le turbopropulseur (1) comporte une nacelle (17) carénant ladite seconde hélice (15) et s'arrêtant longitudinalement entre l'hélice (14) non carénée et la seconde hélice (15). L'invention concerne aussi un aéronef comportant un tel turbopropulseur.

Description

Turbopropulseur d’aéronef comportant une hélice non carénée

Domaine de l’invention:

La présente invention concerne le domaine des turbopropulseurs d’aéronef et vise plus particulièrement un turbopropulseur comportant au moins une hélice non carénée entraînée par un moteur du type turbomachine.

Etat de la technique :

Un turbopropulseur du type open rotor, pour hélice ouverte, peut comporter une deuxième hélice contrarotative ou une couronne fixe d’aubes, induisant une mise en rotation du flux les traversant en sens opposé de celui induit par la première hélice. La demanderesse a proposé dans les documents US-A1-2016333709, EP-B1-2555973, US-A1-2013098066, une architecture avec un doublet d’hélices contrarotatives non carénées (nommée Unducted Dual Fan ou UDF), alors que d’autres motoristes ont proposé, par exemple dans le document WO-A2-2014066508, une architecture avec une seule hélice dotée d’un redresseur formé d’une roue fixe d’aubes à calage variable (nommée Unducted Single Fan ou USF). Dans les deux cas, les hélices peuvent être du type pousseur, placées en arrière du moteur, comme dans le document US-A12016333709 ou du type tracteur, placées en avant du moteur, comme dans le document WO-A2-2014066508.

Ce type de turbopropulseur est particulièrement avantageux en termes de performances.

Par principe les open rotors n’ont pas de carénage au-dessus des hélices. Cela permet d’augmenter le taux de dilution de façon très importante sans être pénalisé par la masse (carters + nacelle) et la traînée de la nacelle qu’il faudrait mettre en place si les hélices étaient carénées. Cela pose plusieurs problèmes.

Une première série de problèmes concerne le refroidissement. La présence d’un réducteur pour ralentir la vitesse des hélices induit de fortes réjections thermiques. Or la puissance de \’open rotor est beaucoup plus importante que la puissance des turbopropulseurs classiques. De gros échangeurs, de type brique par exemple, sont donc nécessaires pour dissiper les réjections thermiques. Les échangeurs de type brique sont des échangeurs air-huile assez lourds qui ont pour désavantage de perturber le flux d'air et donc de pénaliser le rendement global (augmentation de la consommation de carburant spécifique). En effet, l'alimentation en air des échangeurs de type brique est réalisée par un système d'écopes qui entraînent un accroissement de traînée ou par un système de piquage du flux d'air moteur qui entraîne une perturbation aérodynamique du flux. De plus, ces échangeurs sont assez encombrants alors qu’il n’y a pas de compartiment de soufflante (c’est-à-dire un compartiment de la nacelle autour de la soufflante, aussi appelé compartiment Fan) pour les loger comme dans un turboréacteur double flux classique à grand taux de dilution. Il faut donc installer tous les équipements dans la zone du moteur qui est naturellement plus chaude et qui est aussi plus encombrée.

Par ailleurs, sur un turboréacteur double flux caréné, la ventilation du compartiment moteur est faite par des écopes dans le flux secondaire pressurisé. Sur un open rotor, le flux secondaire est très faiblement pressurisé parce qu’il n’est pas canalisé. Ainsi, il est nécessaire de rajouter des systèmes supplémentaires (des souffleurs par exemple) pour forcer l’air extérieur à entrer dans le compartiment moteur lorsque le moteur est statique ou au ralenti.

Enfin, les équipements électroniques supportent difficilement des températures audelà de 80°C, alors que la température dans la zone« froide » du compartiment moteur va bien au-delà (typiquement entre 200 et 300°C). I faut donc recourir à des systèmes de ventilation dédiés. Quand on sait que sur certains turboréacteurs à soufflante carénée, les calculateurs doivent être refroidis via des systèmes de ventilation bien qu’étant installés dans le compartiment soufflante, on peut penser qu’installer un calculateur dans un environnement encore plus chaud risque de poser des problèmes de fiabilité ou de nécessiter des besoins de ventilations extrêmement importants. Ces différents problèmes de refroidissement posent donc des problèmes d’intégration importants pour la conception des open rotors.

Une deuxième série de problèmes concerne la certification.

Tout d’abord, en cas de feu moteur, la fonction de protection en survitesse du moteur doit être elle-même protégée afin d’assurer la coupure du moteur dans cette circonstance. Sur un turboréacteur double flux caréné, il existe des zones non susceptibles d’être atteintes par le feu dans lesquelles cette fonction peut être déportée, par exemple la manche d’entrée d’air de la nacelle. Sur un open rotor, il faudrait probablement créer une enceinte dédiée dans le compartiment moteur via l’ajout de cloisons étanches. Cette enceinte nécessiterait d’être ventilée.

En cas de perte d’aube, sur un turboréacteur à soufflante, le carter extérieur de la soufflante, dans la nacelle, est conçu de manière à contenir l’aube qui se détacherait de la soufflante. La certification exige pour un open rotor une sécurité équivalente à un turboréacteur à soufflante. Pour ce faire, l’avionneur étudie des systèmes de blindage de la cellule avion. La surface à blinder est donc relativement importante et pénalise l’aéronef en bilan de masse.

Une autre série de problèmes concerne l’acoustique. L’open rotor génère un bruit important. Ce bruit est notamment provoqué par le moteur mais aussi par l’interaction du sillage et du tourbillon généré par l’enroulement des lignes de courant au saumon (arrête de tête) des aubes de l’hélice amont avec les aubes de l’hélice aval. Il n’y a pas de carénage lié à la soufflante permettant de réduire ce bruit par effet de masquage et par la possibilité d’installer du traitement acoustique. Typiquement, voir par exemple le document WO-A1-2014188121, on diminue le diamètre de la deuxième hélice pour éviter les problèmes d’interaction en bout de pales. Un compromis dans la conception des open rotors, pour garder les avantages du rendement aérodynamique en poussée du doublet d’hélices contrarotatives tout en limitant ces problèmes d’interaction, consiste à concevoir la deuxième hélice avec un diamètre inférieur d’environ 10% à celui de la première hélice.

Enfin, l’inversion de poussée peut être réalisée classiquement sur un turboréacteur à soufflante en installant un inverseur de poussée à l’arrière de la nacelle. Sur un open rotor, l’inversion de poussée se fait par le calage de l’hélice. C’est un système compliqué à mettre en place.

Il existe donc un besoin de trouver des solutions pour conserver les avantages de l’open rotor en termes de performance tout diminuant l’impact d’au moins certains des problèmes cités ci-dessus.

Exposé de l’invention :

A cet effet, l’invention concerne un turbopropulseur d’aéronef comportant une hélice non carénée entraînée en rotation autour d’un axe longitudinal par un moteur de type turbomachine et une seconde hélice, coaxiale à ladite hélice non carénée et de diamètre inférieur à celui de cette hélice, caractérisé en ce que le turbopropulseur comporte une nacelle carénant ladite seconde hélice et s’arrêtant longitudinalement entre l’hélice non carénée et la seconde hélice.

L’indication que la nacelle s’arrête longitudinalement entre l’hélice non carénée et la seconde hélice correspond au fait que l’entrée ou la sortie de la nacelle se trouve entre l’hélice amont et l’hélice aval, suivant la position de la seconde hélice par rapport à l’hélice dite non carénée. La nacelle ne carène donc que la seconde hélice et pas l’hélice dite non carénée.

Du point de vue des performances aérodynamiques, le fait que la nacelle ne carène que la seconde hélice permet une diminution de son diamètre importante par rapport à un turboréacteur à soufflante. Cela permet de diminuer fortement la traînée sur la nacelle par rapport à un turbopropulseur caréné double-flux. Par rapport à \’open rotor, les avantages de performance sont sensiblement maintenus en vol de croisière grâce à la taille de l’hélice et à l’action de la seconde hélice sur la partie du flux traversant l’hélice non carénée.

En contrepartie la présence de la nacelle permet de retrouver en partie les avantages d’un turbopropulseur caréné classique, c’est à dire :

- de diminuer la taille des échangeurs de type brique, la nacelle offrant une surface pour placer des échangeurs supplémentaires par rapport à un open rotor,

- d’ajouter des traitements acoustiques sur la nacelle et de masquer le bruit engendré au niveau de la seconde hélice,

- de pouvoir y intégrer un blindage permettant de contenir les aubes de la seconde hélice en cas de rupture, et donc de diminuer la masse de blindage sur l’aéronef.

Avantageusement, la nacelle s’inscrit à l’intérieur d’un cylindre autour de l’axe longitudinal de diamètre inférieur à celui de l’hélice non carénée.

De préférence, en vue d’obtenir des résultats significatifs, le diamètre du cylindre dans lequel s’inscrit la nacelle est inférieur d’au moins 10% à celui de l’hélice non carénée. Encore plus préférentiellement, cette réduction peut aller jusqu’à 40%, selon les compromis effectués pour la conception du moteur et son intégration sur l’aéronef.

Selon un mode de réalisation préféré, la seconde hélice est entraînée en rotation par le moteur dans le sens inverse de celui de l’hélice non carénée, de manière à imprimer à une partie d’un flux d’air traversant l’hélice non carénée une rotation en sens inverse par rapport à cette dernière. Ainsi, la giration du flux produit par l’hélice non carénée est redressée ou tout du moins réduite après le passage du flux à travers la seconde hélice, afin de générer une poussée la plus axiale possible.

Avantageusement, la nacelle entoure au moins une partie amont du moteur.

D’une part, cela permet de supprimer les éjecteurs pour forcer l’air dans les échangeurs et supprimer les souffleurs pour ventiler le compartiment moteur, grâce à la canalisation du flux secondaire par la nacelle. De plus, on peut installer un compartiment feu pour protéger certains équipements dans la partie amont de la nacelle.

De préférence, l’hélice non carénée est montée en amont du moteur.

Dans un mode de réalisation alternatif, l’hélice non carénée peut être montée en aval du moteur.

De préférence, la seconde hélice est placée en aval de l’hélice non carénée.

Dans ce cas, cette seconde hélice qui est le lieu d’une source de bruit importante à cause de l’interaction avec le sillage de l’hélice non carénée en amont peut être masquée acoustiquement par la nacelle.

Dans un autre mode de réalisation, la seconde hélice est placée en amont de l’hélice non carénée.

L’invention concerne également un aéronef comportant au moins un turbopropulseur tel que décrit précédemment.

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 montre une coupe schématique longitudinale, vue de dessus, d’un turbopropulseur selon l’invention installé sur une partie du fuselage d’un aéronef;

la figure 2 montre une vue éclatée en perspective du turbopropulseur de la figure 1 ;

les figures 3a et 3b montrent les zones d’impact des pales d’un turbopropulseur à doublet d’hélices contrarotatives sur le fuselage de l’aéronef, respectivement vu de dessus et vu de côté ;

la figure 4 montre une coupe schématique longitudinale, vue de dessus, d’un second mode de réalisation d’un turbopropulseur selon l’invention ; et la figure 5 montre une coupe schématique longitudinale, vue de dessus, d’un troisième mode de réalisation d’un turbopropulseur selon l’invention.

Les éléments ayant les mêmes fonctions dans les différentes mises en œuvre ont les mêmes références dans les figures.

Description de plusieurs modes de réalisations :

L’invention concerne préférentiellement une turbomachine 1 à hélice non carénée telle que représentée sur les figures 1 et 2. La turbomachine 1 comporte un compartiment moteur 2 traversé par un flux primaire F1. Un carter structural extérieur 3 du moteur 2 guide le flux primaire F1 au travers de ce dernier et un premier carénage 4 guide un flux secondaire F2 autour du compartiment moteur 2. Le flux primaire F1 entre dans le compartiment moteur 2 par une entrée d’air annulaire 5 et en sort par une tuyère 6. Le moteur 2 comporte préférentiellement un corps haute pression 7 comprenant au moins un compresseur haute pression, une chambre de combustion et une turbine haute pression, non détaillés sur les figures, et un corps basse pression comprenant au moins une turbine basse pression 8 en aval du corps haute pression et un compresseur basse pression 9 en amont.

Dans le document, l’amont et l’aval sont définis en référence au sens principal d’écoulement des flux primaire F1 et secondaire F2, le long de l’axe longitudinal X de la turbomachine 1.

La turbine basse pression 8 entraîne un arbre 10. Un réducteur à train épicycloïdal 11, situé en amont du compartiment moteur 2, répartit le couple exercé par l’arbre 10 entre deux roues 12, 13, qui tournent en sens inverse autour de l’axe longitudinal X et qui sont situées en amont de l’entrée d’air 5 du flux primaire F1 dans le compartiment moteur 2. Ces organes sont très schématiquement indiqués sur la figure 1.

La roue 12 la plus amont porte une couronne de pales formant une hélice 14 de grand diamètre extérieure D1 et poussant un flux d’air F3 traversant le disque des pales entre leurs pieds et leurs extrémités radiales extérieures. Une valeur typique du diamètre D1 pour un turbopropulseur de ce type destiné à un aéronef commercial est de 3,66m. L’hélice 14 brasse donc un flux d’air F3 de grand débit et tourne lentement par rapport à la vitesse de rotation de l’arbre 10 de la turbine basse pression 8.

La roue 13 aval porte une couronne de pales formant une hélice 15 de diamètre D2 poussant le flux d’air secondaire F2 traversant le disque des pales entre leurs pieds et leurs extrémités radiales extérieures. Un capot amont 16 guide l’air autour d’un espace radial intérieur, entre le pied des pales des hélices 14, 15 et jusqu’à l’entrée d’air 5 dans le compartiment moteur 2. Cet espace radial intérieur abrite en particulier les organes d’entraînement des roues 12, 13 à partir du réducteur 11.

Comme dans un open rotor à doublet d’hélices contrarotatives, le turbopropulseur est ici conçu pour que l’hélice aval 15 imprime au flux F2 un mouvement de rotation qui diminue sensiblement le moment cinétique qu’il a pris au passage de l’hélice amont 14. Le réducteur 11 est donc agencé pour que les vitesses de rotation des deux hélices soient fortement diminuées par rapport à celle de l’arbre 10, tout en laissant passer une puissance importante. Cela explique en particulier le fort besoin de dissipation d’énergie thermique au niveau du réducteur 11.

Selon l’invention, l’hélice aval 15 diffère principalement de l’hélice aval que l’on trouverait sur un open rotor classique de deux manières.

Tout d’abord, l’hélice aval 15 est carénée par une nacelle 17 dont l’entrée 17a se situe entre l’hélice amont 14 et l’hélice aval 15. De ce fait, lors de sa conception, l’hélice aval 15 a plus les caractéristiques d’une soufflante que d’une hélice, au sens classique de l’avionique. Ses pales forment les aubes de cette soufflante. Avantageusement, la nacelle 16 couvre en aval au moins une partie du compartiment moteur 2. Elle canalise donc le flux secondaire F2 entre elle et le capot amont 16 lorsqu’il traverse l’hélice aval 15, puis entre elle et le premier carénage 4, après que le flux secondaire F2 ait alimenté en flux primaire F1 l’entrée d’air 5 dans le moteur 2. Ici, des bras structuraux 18 prenant appui sur le carter 3 du moteur 2 maintiennent la nacelle 17 en aval de l’hélice aval 15. Les bras 18 peuvent être agencés pour servir de redresseurs du flux secondaire F2, complémentaires à l’action de la deuxième hélice 15. La nacelle 17 et bras structuraux 18 peuvent porter des échangeurs de chaleur, non représentés, pour refroidir les équipements du moteur 2, notamment le réducteur 11 en utilisant le flux secondaire F2 et/ou le flux F3 traversant la première hélice 14 et passant autour de la nacelle 17. Des équipements 19 tels que l’électronique de contrôle du turbopropulseur, sont avantageusement placés dans la nacelle 17, en amont du moteur 2, dans une zone qui est froide et qui ne risque pas d’être touchée par le feu en cas d’incident moteur.

De préférence, la nacelle 17 est très courte, comme représentée sur les figures, pour ne pas pénaliser en masse le turbopropulseur 1. Cependant, la nacelle 17 peut être plus longue s’il s’avère avantageux d’intégrer un inverseur de poussée ou un déflecteur, non représentés sur les figures, au lieu du système de calage de l’hélice aval 15 en mode reverse, ou bien pour augmenter la surface de traitement acoustique ou d’échangeur surfacique, éléments non représentés sur les figures.

En deuxième lieu, le diamètre D2 de l’hélice aval 13 est ici nettement inférieur à D1. Pour un diamètre D1 de l’hélice de 3,66m, une valeur typique de D2 est 2,04m, soit une diminution d’environ 44%. Consécutivement à cela, la nacelle 17 s’inscrit aussi dans un cylindre de diamètre D3 autour de l’axe longitudinal X dont la valeur est nettement inférieure à celle du diamètre D1 de l’hélice amont 14. Dans la conception d’un turbopropulseur selon l’invention le diamètre D3 du cylindre dans lequel s’inscrit la nacelle 17 est typiquement inférieur de 40% au diamètre extérieur D1 de l’hélice amont 14 et, de préférence, au moins inférieur de 15% à ce dernier.

Par ailleurs, les figures 1 et 2 montrent le turbopropulseur 1 installé sur un aéronef. Ici, un pylône 20, dont la partie structurale 21 est représentée à l’intérieur d’un carénage 20a sur la figure 1, maintient le turbopropulseur 1 sur le côté du fuselage 22 de l’aéronef. Le carénage 20a du pylône 20 présente un bord d’attaque 20aa situé en amont de la partie structurale 21. Des suspensions 23 maintiennent le carter 3 du moteur 2 à la partie structurale 21 du pylône 20.

Du point de vue des performances, la diminution de la taille de la deuxième hélice 15 permet de diminuer fortement la traînée sur la nacelle 17 par rapport à un turbopropulseur caréné double-flux, même avec soufflantes contrarotatives. Par rapport à \’open rotor, les avantages de performance sont sensiblement maintenus en vol de croisière grâce à la taille de la première hélice 14 et à l’action de la deuxième hélice 15 sur la partie F2 du flux F3 traversant la première hélice 14, même si le turbopropulseur 1 peut être moins performant dans certaines phases, telles que le décollage.

En contrepartie la présence de la nacelle 17 permet de retrouver en partie les avantages d’un turbopropulseur caréné classique, c’est à dire :

- de diminuer la taille des échangeurs de type brique, voire même de les remplacer complètement, en utilisant des échangeurs de surface placés sur la paroi externe de la nacelle 17 ou des bras structuraux 18 ;

- d’ajouter des traitements acoustiques sur la nacelle 17, la vue en perspective de la figure 2 montre que la nacelle 17 peut masquer le bruit de l’hélice aval 15 et une partie du moteur 2 sur un champ angulaire important ;

- de placer des équipements 19 dans une zone froide voire dans une zone non feu de la nacelle 17 ;

- de réaliser un inverseur de poussée classique en arrière de la nacelle 17 ;

- de supprimer les éjecteurs pour forcer l’air dans les échangeurs et supprimer les souffleurs pour ventiler le compartiment moteur, grâce à la canalisation du flux secondaire F2 par la nacelle 17.

Par ailleurs, par rapport à un open rotor, la suppression des systèmes mentionnés ci-dessus permet de diminuer le maître-couple du capotage 4 du moteur 2, ce qui entraîne un gain en masse et en traînée. De plus, la réduction de taille de l’hélice aval 15 par rapport à un open rotor permet de compenser un peu la masse ajoutée par la nacelle 17.

D’autre part, il est possible de faire de la rétention d’aube pour l’hélice aval 15 au niveau de la nacelle 17. En référence aux figures 3a et 3b, le risque de perte d’aube nécessite de blinder une première zone 24 du fuselage 22 par rapport à l’hélice amont 14 et une deuxième zone 25 par rapport à l’hélice aval 15. L’installation d’un blindage sur la nacelle 17 permet de supprimer la deuxième zone 25 de blindage sur le fuselage

22. L’étendue du blindage à faire sur la nacelle 17 étant plus faible, cela permet de gagner en masse pour l’aéronef dans son ensemble.

La demanderesse a également développé le concept d’open rotor avec un doublet d’hélices contrarotatives « pousseur », situé en aval du moteur, décrit par exemple dans les documents US-A1-2016333709, EP-B1-2555973, US-A1 -2013098066. L’invention peut aussi s’appliquer à ce cas.

En référence à la figure 4, un turbopropulseur 201 de ce type adapté selon l’invention comporte un compartiment moteur 202 semblable à celui des réalisations précédentes, avec les mêmes éléments : entrée d’air 205 du flux primaire F1, compresseur basse pression 209, corps primaire 207, turbine basse pression 206 et tuyère d’éjection 206 du flux primaire. Il comporte de même un carter structural 203 et un capotage extérieur 204.

Ici, le moteur 202 étant en amont, l’entrée d’air 205 du flux primaire est centrale et le capotage extérieur 204 guide successivement autour du moteur 2 le flux externe F3 traversant l’hélice amont 214 puis le flux secondaire, traversant l’hélice aval 215.

La transmission de puissance est effectuée par un réducteur 211 situé à l’arrière du moteur qui transmet le couple de l’arbre 210 de la turbine basse pression 208 aux deux roues mobiles 212, 213 contrarotatives qui entraînent respectivement l’hélice amont 214 et l’hélice aval 215.

Selon l’invention, comme précédemment, une nacelle 217, dont l’entrée 217a se trouve entre l’hélice amont 214 et l’hélice aval 215, canalise le flux secondaire F2 traversant la l’hélice aval 215. De même, les rapports entre les diamètres D21, D22 et D23, respectivement de l’hélice amont 214, de l’hélice aval 215 et du cylindre dans lequel s’inscrit la nacelle 217 sont sensiblement les mêmes que dans les modes de réalisation précédents.

Du point de vue des performances aérodynamiques, ce mode de réalisation a sensiblement les mêmes caractéristiques que le premier mode de réalisation, illustré à la figure 1.

La nacelle 217 est courte, ce qui est un avantage du point de vue masse et elle peut toujours effectuer le masque de l’hélice aval 215 du point de vue acoustique et la protection en cas de parte d’aube.

Par contre, elle est placée à un endroit autour du moteur où il est difficile de la fixer et elle offre moins d’avantages pour placer des équipements de refroidissement ou une zone feu, compte tenu de son emplacement.

Un autre mode de réalisation, toujours pour un open rotor avec le doublet d’hélice en mode poussée est illustré sur la figure 5. Le turbopropulseur 301 correspondant reprend les mêmes éléments que celui du mode précédent. Ils ne sont donc pas tous détaillés et peuvent être retrouvés sur la figure 5.

Par contre, les rôles de l’hélice amont 314 et 315 sont ici inversés. C’est l’hélice aval 315 qui a le plus grand diamètre D31 et l’hélice amont 314 qui est carénée par une nacelle 317, dont la sortie 317b se trouve entre les deux hélices.

Ici, la nacelle 317 s’avance devant l’hélice amont 314, autour du capot 304 du moteur 302. Elle peut être fixée au carter structurel 303 du moteur 302 dans cette région amont par des bras structuraux, non représentés. De plus, elle canalise le flux secondaire F2 dans une région où l’on peut placer plus d’équipements de refroidissement du moteur.

Du point de vue du rendement aérodynamique, les rapports entre les diamètres D31, D32 et D33, respectivement de l’hélice la plus grande, l’hélice aval 315, de l’hélice la plus petite, l’hélice amont 314, et du cylindre dans lequel s’inscrit la nacelle 217 sont sensiblement les mêmes que dans le mode de réalisation précédent. Les performances aérodynamiques seront donc sensiblement les mêmes.

L’invention ne se circonscrit pas aux seuls exemples de turbopropulseurs présentés ici. Par exemple, par rapport au dernier mode de réalisation décrit, on peut également remplacer l’hélice amont 314 par une couronne fixe d’aubes à pas variable. Dans ce cas, la couronne fixe d’aubes jouera un rôle de distributeur pour le flux secondaire traversant la grande hélice aval, semblable au rôle de redresseur de la couronne fixe 115 d’aubes dans le deuxième mode de réalisation.

De même, d’autres types de turbomoteur ou de mode de transmission de puissance vers les hélices que ceux décrits ici peuvent être utilisés.

Claims

Revendications

1. Turbopropulseur (1) d’aéronef comportant une hélice (14) non carénée entraînée en rotation autour d’un axe longitudinal (X) par un moteur (2) de type turbomachine et une seconde hélice (15), coaxiale à ladite hélice (14) non carénée et de diamètre (D2) inférieur à celui (D1) de cette hélice, caractérisé en ce que le turbopropulseur (1) comporte une nacelle (17) carénant ladite seconde hélice (15) et s’arrêtant longitudinalement entre l’hélice (14) non carénée et la seconde hélice (15).
2. Turbopropulseur (1) selon la revendication précédente, dans lequel la nacelle (17) s’inscrit à l’intérieur d’un cylindre autour de l’axe longitudinal (X) de diamètre (D3) inférieur à celui (D1) de l’hélice (14) non carénée.
3. Turbopropulseur (1) selon la revendication précédente, dans lequel le diamètre (D3) du cylindre dans lequel s’inscrit la nacelle (17) est inférieur d’au moins 10% à celui (D1) de l’hélice (14) non carénée.
4. Turbopropulseur (1) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la seconde hélice (15) est entraînée en rotation par le moteur (2) dans le sens inverse de celui de l’hélice (14) non carénée.
5. Turbopropulseur (1) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la nacelle (17) entoure au moins une partie amont du moteur (2).
6. Turbopropulseur (1) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel l’hélice (14) non carénée est montée en amont du moteur (2).
7. Turbopropulseur (200) selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel l’hélice (214) non carénée est montée en aval du moteur (202).
8. Turbopropulseur (1, 200) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la seconde hélice (15, 215) est placée en aval de l’hélice (14, 214) non carénée.
9. Turbopropulseur (300) selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel la seconde hélice (315) est placée en amont de l’hélice (314) non carénée.
10. Aéronef comportant un turbopropulseur selon l’une des revendications

10 précédentes.