FR3080837A1 - Aeronef avec un module propulsif a helices non carenees agence a l'arriere d'un fuselage - Google Patents

Aeronef avec un module propulsif a helices non carenees agence a l'arriere d'un fuselage Download PDF

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Abstract

L'invention concerne un aéronef (3) comprenant un fuselage (2) d'axe longitudinal X et un module propulsif (1) agencé à l'arrière du fuselage (2), le module propulsif (1) comprenant : - au moins deux hélices (6), non carénées, - au moins un générateur de gaz (5) installé dans le fuselage (2), à l'arrière, suivant sensiblement un axe parallèle à l'axe longitudinal X et configuré à entrainer en rotation au moins une hélice (6) via un système de transmission de puissance (7), les hélices (6) étant agencées de part et d'autre du fuselage et chaque hélice (6) présentant un axe déporté par rapport à celui du générateur de gaz (5), et - au moins un carénage (1 0) définissant une entrée d'air (1 1 ) destinée à alimenter le générateur de gaz (5), le carénage (10) étant monté sur le fuselage (2) et étant équipé d'éléments de blindage (14).

Description

AERONEF AVEC UN MODULE PROPULSIF A HELICES NON CARENEES AGENCE A L'ARRIERE D'UN FUSELAGE
1. Domaine de l’invention
La présente invention concerne le domaine de la propulsion aéronautique. Elle vise en particulier un aéronef comprenant un fuselage et un module propulsif équipé d’hélices non carénées et agencé à l’arrière du fuselage.
2. Etat de la technique
Une turbomachine comprenant au moins une hélice non carénée est connu et désigné en anglais par l’expression « open rotor >> et « unducted fan >> ou turbopropulseur. Les turbopropulseurs se distinguent des turboréacteurs par l’utilisation d’une ou de plusieurs hélice(s) à l’extérieur de la nacelle (non carénée(s)) au lieu d’une soufflante interne. Ces turbopropulseurs permettent de réduire fortement la consommation en améliorant sensiblement le rendement propulsif de la turbomachine sans pénaliser fortement l’encombrement externe.
Dans un turbopropulseur de type open rotor, une partie générateur de gaz et une partie propulsion sont alignées et disposées dans une nacelle cylindrique fixe portée par la structure de l’aéronef. La partie générateur de gaz peut être disposée à l’avant ou à l’arrière de la partie propulsive. Les gaz circulent dans le turbopropulseur d’amont en aval. La partie propulsive comporte un doublet d’hélices coaxiales et contrarotatives, respectivement amont et aval, qui sont entraînées en rotation inverse l’une de l’autre par une turbine, en particulier basse pression, de la partie générateur de gaz via un réducteur, par exemple, à trains épicycloïdaux. Les hélices s’étendent sensiblement radialement vis-à-vis de l’arbre de transmission d’axe longitudinal à l’extérieur de la nacelle. De manière générale, chaque hélice comprend un carter rotatif sensiblement cylindrique par rapport à la nacelle. Le carter rotatif porte un moyeu à anneau polygonal extérieur reçu de façon rotative autour de l’axe longitudinal dans la nacelle fixe. Le moyeu comporte des logements cylindriques radiaux répartis sur sa périphérie autour de l’axe longitudinal. Des arbres, d’axes radiaux, ici perpendiculaires à l’axe longitudinal de la turbomachine, solidaires des pieds des pales sont reçus dans les logements des anneaux polygonaux et s’étendent vers l’intérieur de la turbomachine.
Cependant, ces turbopropulseurs sont généralement plus lourds qu’un turboréacteur, tel qu’une turbosoufflante avec une soufflante carénée, de poussée équivalente. Les « open rotor >> sont d’autant plus lourds que les hélices sont propulsives et montées en aval de la partie générateur de gaz. Les « open rotor >> impliquent également des nuisances sonores du fait de leurs hélices non carénées.
De nombreuses améliorations ont permis de maîtriser l’impact acoustique au sol grâce à une gestion des sources sonores via le dessin des hélices mais l’impact acoustique sur la cabine de l’aéronef est fortement dépendant de l’installation des hélices par rapport au fuselage de l’aéronef. En particulier, l’installation des hélices au droit des passagers crée de fortes nuisances sonores. De plus, la performance aérodynamique du doublet d’hélices est conditionnée par la nature de l’écoulement incident. En effet, ce dernier est influencé par le sillage de la voilure de l’aéronef dans le cas d’une installation à l’arrière du fuselage, par l’interaction avec le pylône supportant le turbopropulseur, par la proximité du fuselage notamment dans le cas de vent de travers, ainsi que par la position et le type d’entrée d’air située sur le turbopropulseur. Les objectifs acoustiques limitent également le fonctionnement des hélices en termes de régimes, tailles, voire de géométries de profils. Par ailleurs, la configuration des hélices non carénées introduit également la problématique du « cross débris », lorsque l’un des générateurs de gaz ou l’une des hélices est endommagé(e) par les débris de l’autre générateur de gaz ou les autres hélices.
3. Objectif de l’invention
La présente invention a notamment pour objectif de proposer un module propulsif à l’arrière du fuselage d’un aéronef permettant de réduire la traînée et de prévenir de manière simple et non encombrante les cross débris se propageant en cas d’une panne et/ou une détérioration du module propulsif.
4. Exposé de l’invention
On parvient à réaliser cet objectif, conformément à l’invention, grâce à un aéronef comprenant un fuselage d’axe longitudinal X et un module propulsif agencé à l’arrière du fuselage, le module propulsif comprenant :
au moins deux hélices, non carénées, au moins un générateur de gaz installé dans le fuselage, à l’arrière, suivant sensiblement un axe parallèle à l’axe longitudinal X et configuré de manière à entraîner en rotation au moins une hélice via un système de transmission de puissance, les hélices étant agencées de part et d’autre du fuselage et chaque hélice présentant un axe déporté par rapport à celui du générateur de gaz, et au moins un carénage définissant une entrée d’air destinée à alimenter le générateur de gaz, le carénage étant monté sur le fuselage et étant équipé d’éléments de blindage.
Ainsi, cette solution permet d’atteindre l’objectif susmentionné. En particulier, une telle configuration permet d’assurer d’une part, la sécurité des passagers de l’aéronef en installant les hélices et le générateur à l’arrière du fuselage et d’autre part, de limiter la propagation des débris provenant des hélices ou du générateur en cas de détérioration puisque le carénage avec ses éléments de blindage fait office de barrage. Ce carénage réalise donc deux fonctions, à savoir l’alimentation du générateur de gaz enterré dans le fuselage, au niveau de la queue et le blindage contre les débris.
Selon une caractéristique de l’invention, l’entrée d’air est agencée en amont d’un empennage de l’aéronef, suivant l’axe longitudinal X.
Suivant une autre caractéristique de l’invention, le carénage est distinct du fuselage.
Selon une caractéristique de l’invention, le module propulsif comprend deux générateurs de gaz installés dans le fuselage, à l’arrière de celui-ci, suivant chacun un axe parallèle à l’axe longitudinal X et configurés de manière à entraîner en rotation chacun une hélice. Ainsi, en cas de détérioration ou panne d’une turbomachine comprenant un générateur de gaz et au moins une hélice, l’autre turbomachine permet de maintenir les conditions de vol.
Selon une caractéristique de l’invention, le module propulsif comprend deux doublets d’hélices non carénées, contrarotatives, et agencés de part et d’autre du fuselage.
Selon une autre caractéristique de l’invention, chaque générateur de gaz est relié à un canal d’alimentation et deux carénages distincts définissent chacun une entrée d’air alimentant respectivement ledit canal d’alimentation.
Selon une caractéristique de l’invention, les éléments de blindage s’étendent suivant l’axe longitudinal X et sont agencés entre les deux carénages.
Suivant un autre mode de réalisation, chaque générateur de gaz est relié à un conduit et un unique carénage définissant une entrée d’air commune alimente un canal d’alimentation se divisant et formant les deux conduits.
Selon une caractéristique de ce mode de réalisation, les éléments de blindage sont installés sur la périphérie du carénage.
Selon une autre caractéristique de l’invention, chaque système de transmission de puissance est agencé en amont d’un générateur de gaz avec une boîte de renvoi d’angle reliée à un générateur de gaz via un premier arbre et un réducteur de vitesse relié à une hélice, le réducteur de vitesse étant relié à la boîte de renvoi d’angle via un deuxième arbre.
Suivant une autre caractéristique, le réducteur de vitesse est monté en amont ou en aval de l’hélice.
Selon un autre mode de réalisation, chaque système de transmission de puissance est agencé en aval d’un générateur de gaz avec une boîte de renvoi d’angle reliée à un générateur de gaz via un premier arbre et un réducteur de vitesse relié, en amont, à une hélice, le réducteur de vitesse étant relié à la boîte de renvoi d’angle via un deuxième arbre.
Selon une autre caractéristique de l’invention, chaque générateur de gaz comprend une tuyère d’échappement des gaz suivant un axe parallèle à l’axe longitudinal du fuselage.
Selon une autre caractéristique de l’invention, chaque hélice est disposée à une distance transversale prédéterminée des éléments de blindage. Une telle configuration permet de rapprocher les hélices du fuselage.
Suivant un mode de réalisation de cette caractéristique, la distance transversale prédéterminée est mesurée entre un premier plan tangent à la périphérie du carénage portant les éléments de blindage et un deuxième plan passant par l’axe de l’hélice, le premier plan et le deuxième plan étant parallèles au plan XZ.
Selon un autre mode de réalisation de cette caractéristique, la distance transversale prédéterminée est mesurée entre un plan médian des éléments de blindage s’étendant suivant l’axe longitudinal et un deuxième plan passant par l’axe de l’hélice, le plan médian et le deuxième plan étant parallèles au plan XZ.
Selon une autre caractéristique de l’invention, l’axe de chaque hélice est décalé radialement d’une distance radiale prédéterminée par rapport à une hauteur maximale radiale des éléments de blindage suivant un axe radial Z, l’axe radial Z étant perpendiculaire à l’axe longitudinal X.
Suivant un mode de réalisation de cette caractéristique précédente, la distance radiale prédéterminée est mesurée entre un troisième plan tangent à la périphérie du carénage portant les éléments de blindage et passant au niveau de la hauteur maximale des éléments de blindage, et un quatrième plan passant par l’axe de l’hélice, le troisième plan tangent et le quatrième plan étant parallèles au plan XY.
Suivant un autre mode de réalisation de cette caractéristique précédente, la distance radiale prédéterminée est mesurée entre un troisième plan passant par une extrémité radiale extérieure des éléments de blindage s’étendant suivant l’axe radial et un quatrième plan passant par l’axe de l’hélice, le troisième plan et le quatrième plan étant perpendiculaires au plan XY.
Suivant encore une autre caractéristique de l’invention, chaque hélice présente un rayon prédéterminé mesuré entre l’axe de l’hélice et une extrémité libre d’une pale de l’hélice.
5. Brève description des figures
L’invention sera mieux comprise, et d’autres buts, détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la description explicative détaillée qui va suivre, de modes de réalisation de l’invention donnés à titre d’exemples purement illustratifs et non limitatifs, en référence aux dessins schématiques annexés.
Sur ces dessins :
La figure 1 illustre de manière schématique une vue de dessus et partielle d’un aéronef équipé d’un module propulsif monté au niveau de la queue du fuselage de l’aéronef selon l’invention;
La figure 2 illustre de manière schématique, partielle et de côté la configuration d’un carénage définissant une entrée d’air alimentant un générateur de gaz via un canal d’alimentation et équipé d’éléments de blindage selon l’invention ;
La figure 3 représente de manière schématique en vue de dessus et partielle, l’installation d’un module propulsif à l’arrière d’un fuselage avec deux turbomachines et un carénage équipé d’éléments de blindage configurés pour éviter le passage et/ou maintenir des cross débris entre les deux turbomachines, selon l’invention;
La figure 4 représente en vue de face l’aéronef de la figure 3 précédente;
La figure 5 est une vue schématique de dessus et partielle d’un mode de réalisation de l’invention avec deux carénages définissant chacun une entrée d’air pour alimenter un générateur de gaz d’un module propulsif selon l’invention;
La figure 6 est une vue de face de l’aéronef selon la figure 5;
La figure 7 représente de manière schématique une vue de côté et partielle du fuselage de l’aéronef avec un système de transmission de puissance entre un générateur de gaz et un doublet d’hélices du module propulsif ;
La figure 8 est une vue schématique de côté et partielle d’un autre mode de réalisation de l’agencement du système de transmission de puissance entre le générateur de gaz et le doublet d’hélices ;
La figure 9 est une vue schématique de côté et partielle d’un autre mode de réalisation de l’agencement du système de transmission de puissance entre le générateur de gaz et le doublet d’hélices.
La figure 10, correspondant respectivement à la figure 4, illustre l’agencement des hélices par rapport aux éléments de blindage portés par le carénage; et,
Les figures 11 a et 11 b, correspondant respectivement aux figures 5 et 6, illustrent également l’agencement des hélices par rapport aux éléments de blindage entre le carénage.
6. Description de modes de réalisation de l’invention
Sur la figure 1 et dans la suite de la description est représenté un module propulsif 1 installé à l’arrière d’un fuselage 2 d’axe longitudinal X d’un aéronef 3, soit au niveau de la queue du fuselage ou encore de la pointe arrière du fuselage suivant l’axe longitudinal X. Dans la présente invention, et de manière générale, les termes « avant », « arrière », « amont » et « aval » sont définis par rapport à la circulation des gaz dans la turbomachine, et suivant l’axe longitudinal X. Un exemple d’aéronef 3 auquel s’applique l’invention est un avion. Le module propulsif 1 comprend au moins une turbomachine telle qu’un turbopropulseur à hélices ou soufflantes non carénées.
Le module propulsif 1 dans cet exemple comprend deux turbomachines 4. Chaque turbomachine 4 comprend un générateur de gaz 5 et au moins une hélice 6 entraînée par le générateur de gaz via un système de transmission de puissance 7. Les deux générateurs de gaz 5 sont distincts. Ceux-ci sont agencés dans le fuselage 2, à l’arrière de ce dernier et au niveau de la queue du fuselage. Comme cela est visible sur la figure 1, le générateur de gaz est situé vers l’empennage 12 de l’aéronef. Les générateurs de gaz 5 présentent chacun un axe parallèle à l’axe longitudinal X du fuselage de l’avion. De manière plus précise, les générateurs sont enveloppés par (ou enterré dans) le fuselage 2. L’hélice 6 est déportée par rapport à l’axe du générateur de gaz 5 qui l’entraîne. En d’autres termes, l’axe de l’hélice 6 n’est pas coaxial à l’axe du générateur de gaz 5 parallèle à l’axe longitudinal X et n’est pas coaxial à l’axe longitudinal X non plus. Les deux hélices sont donc agencées de part et d’autre du fuselage. Une telle configuration permet de réduire la traînée du module propulsif.
Bien entendu, dans un autre mode de réalisation non illustré, le module propulsif comprend un unique générateur de gaz agencé dans le fuselage, à l’arrière de celui-ci, et qui entraîne deux hélices non carénées, d’axes déportés de l’axe du générateur de gaz, via un système de transmission de puissance.
Chaque générateur de gaz 5 comprend d’amont en aval, un ensemble de compresseurs, une chambre de combustion et un ensemble de turbines. Le générateur de gaz 5 peut être un simple corps ou un double corps. Dans le cas d’un simple corps, celui-ci est composé d’un compresseur, d’une chambre et d’une turbine. Dans le cas d’un double corps, le générateur de gaz 5 comprend d’amont en aval, un compresseur haute pression, un compresseur basse pression, une chambre de combustion, une turbine basse pression et une turbine haute pression.
Une tuyère d’échappement 20 des gaz est agencée en aval de chaque générateur de gaz de manière à éjecter le flux de gaz chaud suivant l’axe longitudinal X et à l’arrière du fuselage 2. La tuyère d’échappement 20 des gaz est de manière avantageuse située dans la continuité aérodynamique de la turbine de puissance.
Suivant la configuration décrite ci-dessus, le flux d’air entrant dans la turbomachine est comprimé dans l’ensemble de compresseurs, puis mélangé à du carburant et brûlé dans la chambre de combustion. Les gaz de combustion engendrés passent ensuite dans l’ensemble de turbines pour entraîner, via le système de transmission de puissance 7, les hélices 6 qui permettent la poussée. Les gaz de combustion sont expulsés à travers la tuyère 20 en participant à la poussée de la turbomachine.
Les deux hélices 6 sont non carénées. Ces deux hélices 6 sont disposées de part et d’autre du fuselage 2 de l’aéronef 3 suivant l’axe longitudinal X. Dans la présente invention, le module propulsif 1 comprend deux doublets d’hélices (deux étages d’hélices respectivement sur un rotor) 6, 6’ non carénées et contrarotatives. Chaque doublet d’hélices 6, 6’ comprend également une hélice amont 6a et une hélice aval 6b. Les hélices amont et aval 6a, 6b partagent le même axe de rotation A. Les hélices amont et aval 6a, 6b de chacun des doublets 6, 6’ sont entraînées en rotation inverse suivant l’axe de rotation A. Comme énoncé précédemment, chaque doublet d’hélices 6, 6’ est monté suivant un axe (axe de rotation A) décalé par rapport à l’axe du générateur de gaz qui les entraîne. Les hélices amont et aval 6a, 6b de chaque doublet d’hélices 6, 6’ sont disposées dans des plans parallèles radiaux, lesquels sont perpendiculaires à l’axe de rotation A (et de l’axe longitudinal X). Les rotors des doublets d’hélices 6, 6’ sont portés chacun par une nacelle 8. Cette dernière est également portée par un pylône 9 s’étendant de manière latérale à l’arrière du fuselage 2 par rapport à un axe transversal Y perpendiculaire à l’axe longitudinal X. Chaque nacelle 8 portant les rotors d’hélices présente un diamètre qui est inférieur au diamètre de la section du fuselage, à l’arrière, où sont agencés les générateurs de gaz
5. Cela permet de rapprocher les hélices vers le fuselage à iso performance. Cela permet également de faciliter la maintenance des turbomachines en cas de panne et de réduire les contraintes des pylônes 9. Chaque doublet d’hélices 6, 6’ est entraîné par un générateur de gaz via un système de transmission de puissance 7.
En référence à la figure 2, le module propulsif 1 comprend en outre, au moins un carénage 10 définissant une entrée d’air 11 destinée à alimenter au moins un générateur de gaz 4. Le carénage 10 se développe depuis le fuselage 2 suivant un axe radial Z (vertical sur la figure 2), perpendiculaire à l’axe longitudinal X et à l’axe transversal Y. En d’autres termes, le carénage est distinct du fuselage 2 et l’entrée d’air 11 est à l’extérieur du fuselage
10. L’entrée d’air 11 ingère une partie de la couche limite circulant autour de la paroi du fuselage. Le carénage 10 s’étend suivant l’axe longitudinal X en amont de l’empennage 12 de l’aéronef 3. L’entrée d’air 11 est donc agencée en amont de l’empennage 12 également. Le carénage 10 est également agencé entre les doublets d’hélices 6, 6’ par rapport à l’axe transversal Y. De la sorte, le carénage 10 permet de masquer les hélices 6, 6’ qui sont opposées les unes aux autres suivant l’axe transversal Y. L’occultation des hélices est également permise grâces aux dimensions et agencement du carénage 10 et d’éléments de blindage 14 par rapport aux hélices, au fuselage, comme décrits plus loin dans la description.
Le carénage 10 est en communication fluidique avec un canal d’alimentation 13 lui-même en communication fluidique avec un générateur de gaz 5. Le flux d’air circulant à l’extérieur de l’aéronef 3 passe à travers l’entrée d’air 11, puis dans le canal d’alimentation 13 pour alimenter le générateur de gaz 5. Le canal d’alimentation s’étend dans le fuselage et présente une section axiale longitudinale sensiblement en forme de S. Ce carénage 10 est également équipé d’éléments de blindage 14 qui sont destinés à prévenir la propagation et les impacts de débris d’une hélice pouvant endommager l’hélice opposée par rapport au fuselage 2.
Sur les figures 3, 4, et 10, le carénage 10 définit une seule entrée d’air commune pour les deux générateurs de gaz 5. Le canal d’alimentation 13 est connecté d’une part, en amont, à l’entrée d’air 11 du carénage 10 et d’autre part, se sépare en aval en deux conduits 15 couplés respectivement à un générateur de gaz 5. Le carénage 10 présente ici une section transversale sensiblement circulaire. Les éléments de blindage 14 sont installés sur la périphérie du carénage 10. Toute la paroi du carénage 10 comprend des éléments de blindage 14. En d’autres termes, les éléments de blindage 14 présentent également une section transversale sensiblement circulaire. Les éléments de blindage 14 comprennent de manière avantageuse, mais non limitativement, deux parois entre lesquelles est ménagée une structure en nid d’abeilles. La structure en nid d’abeilles comprend une pluralité d’alvéoles dont l’axe est de manière avantageuse, mais non limitativement, perpendiculaire au plan dans lequel sont définies les parois. De manière alternative, les éléments de blindages 14 sont formés par une structure multicouche. La structure multicouche comprend plusieurs parois empilées parallèlement les unes sur les autres ou espacées des unes des autres. De manière avantageuse, mais non limitativement, les éléments de blindage 14 présentent chacun une épaisseur comprise entre 2 et 5 millimètres (mm).
En référence à la figure 10, la distance D1 transversale entre les éléments de blindage (à la périphérie du carénage 10) et l’axe A d’une hélice 6 (celle la plus proche de la périphérie axialement) est comprise entre 2 et 3 mètres (m). La distance D1 transversale (pour l’hélice 6’) est mesurée entre un plan P1 tangent à la périphérie du carénage 10 (équipé des éléments de blindage) et un plan P2 passant par l’axe A de l’hélice 6’. Les plans P1 et P2 sont parallèles au plan XZ (dans le repère orthonormé YYZ). Les plans P1 et P2 sont également perpendiculaires à l’axe transversal Y. Ces deux plans P1 et P2 sont également parallèles l’un par rapport à l’autre. D1 est la distance minimum entre un plan tangent à la périphérie du carénage et l’axe d’une hélice. Les mêmes paramètres s’appliquent pour l’hélice 6.
L’axe A de l’hélice est également décalé radialement par rapport à la hauteur maximale radiale des éléments de blindage 14 (ici sur la périphérie du carénage). En particulier, la distance radiale Ht1 est mesurée entre un plan P3 tangent à la périphérie la plus externe du carénage 10 et un plan P4 passant par l’axe de l’hélice 6. Le plan P3 est tangent également à la hauteur maximale radiale (extrémité radiale extérieure) du carénage 10. Les plans P3 et P4 sont parallèles au plan XY. P3 et P4 sont également perpendiculaires à l’axe radial Z. La distance Ht1 est comprise entre 2 et 3 m. Nous comprenons que l’axe A de chacun des doublets d’hélice 6, 6’ est radialement en-dessous de la hauteur maximale radiale des éléments de blindage 14 (et du carénage 10), suivant l’axe radial Z.
De manière avantageuse, mais non limitativement, le rayon Ry1 de chaque hélice est de l’ordre de 1,5 à 2, 5m. Ce rayon Ry1 est mesuré entre l’axe A de l’hélice et l’extrémité libre 6c d’une des pales 6d de l’hélice 6, 6’.
Une telle configuration des dimensions des éléments de blindage 14 et de son agencement par rapport aux hélices permet d’éviter que les cross débris d’un premier doublet d’hélices atteignent un deuxième doublet d’hélices opposé.
Sur les figures 5,6, 11a, 11b deux carénages 10, 10’ définissent chacun une entrée d’air 11, 11’ pour chaque générateur de gaz 5. Dans ce cas de figure, les carénages 10, 10’ s’étendent parallèlement suivant l’axe longitudinal X et parallèlement depuis la surface du fuselage 2 suivant l’axe transversal Z. Les carénages 10 présentent ici une section transversale sensiblement circulaire. Les éléments de blindage 14 sont installés entre les carénages 10, 10’. Dans cet exemple, les éléments de blindage 14 s’étendent suivant l’axe longitudinal X. Ceux-ci se développent également depuis la surface du fuselage 2 suivant l’axe radial Z. Les éléments de blindage 14 se présentent sous la forme d’un panneau comprenant deux parois entre lesquelles est agencée une structure en nid d’abeilles ou formé de plusieurs parois empilées comme cela a été décrit dans le mode de réalisation précédent. Dans ce cas de figure, l’épaisseur, ici transversale, des éléments de blindage 14 est comprise entre 2 et 5 mm.
En référence aux figures 11a et 11b, la distance D2 transversale entre les éléments de blindage 14 et l’axe A d’une hélice 6’ est comprise entre 3 et 5 m. En particulier, la distance D2 transversale (pour l’hélice 6’) est mesurée entre un plan médian PT, parallèle au plan XZ, et le plan P2 passant par l’axe de l’hélice 6’. Ces deux plans PT et P2 sont perpendiculaires à l’axe transversal Y.. Les mêmes paramètres s’appliquent pour l’hélice 6.
La distance radiale Ht2 est comprise entre 2 et 3 m. Dans cet exemple, les éléments de blindage 14 comprennent une extrémité radiale extérieure (déterminant la hauteur des éléments de blindage suivant l’axe radial Z) qui est définie dans le plan P3’. La distance Ht2 est mesurée entre le plan P3’ et le plan P4, ces deux plans P3’, P4 étant parallèles au plan XY. P3’ et P4 sont également perpendiculaires à l’axe radial Z. L’axe A de chacun des doublets d’hélice 6, 6’ est également radialement en-dessous de l’extrémité radiale extérieure des éléments de blindage (et du carénage 10) suivant l’axe radial Z.
De manière avantageuse, mais non limitativement, le rayon Ry2 de l’hélice 6 est compris entre 1, 5 et 2. 5 m. Ce rayon Ry2 est mesuré entre l’axe de l’hélice 6 et l’extrémité libre 6c d’une des pales 6d de l’hélice.
Les éléments de blindage 14 présentent également ici une longueur totale (suivant l’axe longitudinal X) comprise entre 1 et 3 m. Comme nous pouvons le voir sur la figure 11a, les éléments de blindage 14 présentent une première extrémité 21a définie dans un plan P5 qui est placée à une distance Lamt prédéterminée d’un plan P6 passant au milieu de deux étages d’hélices 6a, 6b. Le plan P5 et le plan P6 sont parallèle au plan YZ . La distance Lamt est comprise entre 0.5 et 1.5 m. Dans cet exemple de réalisation, l’entrée d’air 11 de chaque carénage 10 est également définie dans le plan P5. De même, les éléments de blindage 14 présentent une deuxième extrémité 21b qui est placée à une distance axiale Lavl prédéterminée du plan P5. La deuxième extrémité 21b est opposée axialement à la première extrémité 21a. La distance Lavl est mesurée entre le plan P6 et un plan P7 dans lequel est définie la deuxième extrémité 21b. Le plan P7 est parallèle au plan YZ. La distance Lavl est comprise également entre 0.5 et 1.5 m. Les extrémités 21a et 21b des éléments de blindage 14 sont disposées de part et d’autre des étages de chaque doublet d’hélices 6, 6’.
Une telle configuration des dimensions des éléments de blindage et de son agencement par rapport aux hélices permet d’éviter que les cross débris d’un premier doublet d’hélices atteignent un deuxième doublet d’hélices opposés.
Comme nous pouvons le voir sur les figures 1,7 à 9, chaque système de transmission de puissance 7 est disposé entre un générateur de gaz 4 et un doublet d’hélices 5.
Sur les figures 1, 7 et 8, chaque système de transmission de puissance 7, représenté de manière schématique, est disposé en amont d’un générateur de gaz 5. Chaque système de transmission de puissance 7 comprend un réducteur de vitesse 16 relié aux rotors d’un doublet d’hélices
6. Le système de transmission de puissance 7 comprend également une boîte de renvoi d’angle 17 connectée au générateur de gaz 5 via un premier arbre 18. Chaque boîte de renvoi d’angle 17 est disposée en amont du générateur de gaz. La turbine de puissance du générateur de gaz est couplée avec ce premier arbre 18, ici rapide, lequel est connecté à la boîte de renvoi d’angle. Cette dernière est réalisée ici par une roue d’engrenage conique (non représentée). Le premier arbre 18 permet un retour de la puissance mécanique vers l’amont du générateur de gaz 5. La boîte de renvoi d’angle 17 est connectée au réducteur de vitesse via un deuxième arbre 19. Sur les figures 1 et 7, chaque réducteur de vitesse 16 est disposé en amont du doublet d’hélices 6. De manière alternative, comme cela est représenté sur la figure 8, le réducteur de vitesse est monté en aval du doublet d’hélices 6. Le réducteur de vitesse 16 est par exemple formé par un train d’engrenages épicycloïdal.
Sur la figure 9, chaque système de transmission de puissance 7 est agencé en aval du générateur de gaz 5. En particulier, la boîte de renvoi d’angle 17 est connecté en aval du générateur de gaz via le premier arbre 18. Quant au réducteur de vitesse 16, celui-ci est couplé au doublet d’hélices via le deuxième arbre 19.

Claims (11)

  1. REVENDICATIONS
    1. Aéronef (3) comprenant un fuselage (2) d’axe longitudinal X et un module propulsif (1) agencé à l’arrière du fuselage (2), le module propulsif (1) comprenant :
    - au moins deux hélices (6), non carénées,
    - au moins un générateur de gaz (5) installé dans le fuselage (2), à l’arrière, sensiblement suivant un axe parallèle à l’axe longitudinal X et configuré de manière à entraîner en rotation au moins une hélice (6) via un système de transmission de puissance (7), les hélices (6) étant agencées de part et d’autre du fuselage et chaque hélice (6) présentant un axe déporté par rapport à celui du générateur de gaz (5), et
    - au moins un carénage (10) définissant une entrée d’air (11 ) destinée à alimenter le générateur de gaz (5), le carénage (10) étant monté sur le fuselage (2) et étant équipé d’éléments de blindage (14).
  2. 2. Aéronef (3) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que le module propulsif (1) comprend deux générateurs de gaz (5) installés dans le fuselage (2), à l’arrière, suivant chacun un axe parallèle à l’axe longitudinal X et configurés de manière à entraîner en rotation chacun une hélice (6).
  3. 3. Aéronef (3) selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le module propulsif (1) comprend deux doublets d’hélices (6) non carénées, contrarotatives, et agencés de part et d’autre du fuselage.
  4. 4. Aéronef (3) selon l’une quelconque des revendications 2 et 3, caractérisé en ce que chaque générateur de gaz (5) est relié à un canal d’alimentation (13) et deux carénages (10, 10’) distincts définissant chacun une entrée d’air (11, 11’) alimentant respectivement ledit canal d’alimentation (13).
  5. 5. Aéronef (3) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que les éléments de blindage (14) s’étendent suivant l’axe longitudinal X et sont agencés entre les deux carénages (10, 10’).
  6. 6. Aéronef (3) selon l’une quelconque des revendications 2 et 3, caractérisé en ce que chaque générateur de gaz (5) est relié à un conduit (15) et un unique carénage (10) définissant une entrée d’air (11) commune alimente un canal d’alimentation (13) se divisant et formant les deux conduits (15).
  7. 7. Aéronef (3) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que les éléments de blindage (15) sont installés sur la périphérie du carénage.
  8. 8. Aéronef (3) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que chaque système de transmission de puissance (7) est agencé en amont d’un générateur de gaz (5) avec une boîte de renvoi d’angle (17) reliée à un générateur de gaz (5) via un premier arbre (18) et un réducteur de vitesse (16) relié à une hélice (6), le réducteur de vitesse (16) étant relié à la boîte de renvoi d’angle via un deuxième arbre (19).
  9. 9. Aéronef (3) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que chaque réducteur de vitesse (16) est monté en amont ou en aval de l’hélice (6).
  10. 10. Aéronef (3) selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que chaque système de transmission de puissance (7) est agencé en aval d’un générateur de gaz (5) avec une boîte de renvoi d’angle (17) reliée à un générateur de gaz (5) via un premier arbre (18) et un réducteur de vitesse (16) relié, en amont, à une hélice (6), le réducteur de vitesse (16) étant relié à la boîte de renvoi d’angle (17) via un deuxième arbre (19).
  11. 11. Aéronef (19) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que chaque générateur de gaz (5) comprend une tuyère (20) d’échappement des gaz suivant un axe parallèle à l’axe longitudinal du 5 fuselage.
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