FR3093349A1 - Moteur à turbine à gaz à engrenages - Google Patents

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Abstract

La présente description concerne un moteur à turbine à gaz à engrenages pour un aéronef. Des modes de réalisation donnés à titre d'exemple incluent un moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef comprenant : un noyau central (11) comprenant une turbine (19), un compresseur (14) et un arbre central (26) reliant la turbine au compresseur ; une soufflante (23) située en amont du noyau central, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante ; et une boîte d'engrenages (30) qui reçoit une entrée de l'arbre central (26) pour entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l'arbre central, la boîte d'engrenages (30) ayant un rapport d'engrenage d'environ 3,6 ou inférieur, dans lequel le moteur à turbine à gaz est configuré de telle sorte qu'un rapport de vitesse de jet entre une première vitesse de jet sortant d'un conduit de dérivation (22) du moteur (10) et une deuxième vitesse de jet sortant d'une tuyère d'échappement (20) du noyau central (11) soit dans une plage d'environ 1 à environ 1,3 dans des conditions de croisière. Figure pour l’abrégé : Fig. 1

Description

Moteur à turbine à gaz à engrenages
La présente description concerne un moteur à turbine à gaz à engrenages pour un aéronef.
Les moteurs à turbine à gaz à double flux pour la propulsion des aéronefs présentent de nombreux facteurs de conception qui affectent le rendement global et la sortie de puissance ou poussée. Pour permettre une poussée plus élevée avec un rendement élevé, une soufflante de plus grand diamètre peut être utilisée. Lorsque le diamètre de la soufflante est augmenté, toutefois, la vitesse inférieure requise de la soufflante tend à rentrer en conflit avec les besoins du composant de turbine auquel l'arbre central est relié, typiquement une turbine basse pression. Une combinaison plus optimale peut être réalisée en incluant une boîte d'engrenages entre la soufflante et l'arbre central, ce qui permet à la soufflante de fonctionner à une vitesse de rotation réduite avec un rendement plus élevé, et permet donc d'utiliser une soufflante de plus grande taille, tout en maintenant une vitesse de rotation élevée pour la turbine basse pression, permettant de réduire le diamètre global de la turbine et d'obtenir un meilleur rendement avec moins d'étages.
Un rendement de propulsion élevé pour un moteur à turbine à gaz à engrenages est obtenu grâce à un débit massique élevé à travers le moteur. Ceci peut être réalisé en partie en augmentant le rapport de dérivation du moteur, qui est le rapport entre le débit massique du flux de dérivation et le débit massique entrant dans le noyau central. Pour atteindre un rapport de dérivation élevé avec une soufflante plus grande tout en maintenant un rapport d'engrenage et une vitesse de soufflante optimum, la taille du noyau central, en particulier la turbine basse pression, peut nécessiter d'être augmentée, ce qui rendrait une intégration d'un réacteur à double flux plus important sous une aile d'aéronef plus difficile. Un problème général devant être résolu consiste donc à trouver comment atteindre un rendement de propulsion élevé pour un moteur à turbine à gaz à engrenages plus important tout en permettant l'intégration du moteur dans un aéronef.
Selon un premier aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant :
un noyau central comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre central reliant la turbine au compresseur ;
une soufflante située en amont du noyau central, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante ; et
une boîte d'engrenages qui reçoit une entrée de l'arbre central pour entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l'arbre central, la boîte d'engrenages ayant un rapport d'engrenage d'environ 3,6 ou moins,
dans lequel le moteur à turbine à gaz est configuré de telle sorte qu'un rapport de vitesse de jet entre une première vitesse de jet sortant d'un conduit de dérivation du moteur et une deuxième vitesse de jet sortant d'une tuyère d'échappement du noyau central soit dans une plage d'environ 1,0 à environ 1,3 dans des conditions de croisière.
Un avantage de la configuration du moteur de telle sorte que le rapport de vitesse de jet soit compris dans la plage ci-dessus est qu'un rapport de dérivation élevé peut être maintenu, permettant au moteur d'avoir un bon rendement avec une faible poussée spécifique, alors que le rapport d'engrenage est maintenu relativement faible et sans augmenter significativement la taille du noyau central, en particulier la turbine basse pression. La vitesse de rotation de la turbine basse pression du noyau central peut être maintenue élevée, ce qui permet de conserver une taille plus petite, ce qui évite des problèmes d'intégration du moteur sous une aile d'aéronef.
Le rapport d'engrenage de la boîte d'engrenages permet à la soufflante de tourner plus lentement que la turbine basse pression du noyau central. Au fur et à mesure que le rapport d'engrenage diminue, l'avantage associé d'avoir une boîte d'engrenages diminue, et l'inconvénient du poids supplémentaire ajouté par la boîte d'engrenages augmente. Le rapport d'engrenage peut donc avantageusement être d'environ 2,0 ou 2,5 ou plus, c'est-à-dire résultant en une plage pour le rapport d'engrenage comprise entre environ 2,0 ou 2,5 et environ 3,6. Dans certains exemples, le rapport d'engrenage peut être compris entre environ 3,2 et environ 3,6.
Afin de préserver le rendement de propulsion, la différence d'énergie cinétique entre les jets de flux froid et chaud, c'est-à-dire les jets de l'échappement de dérivation et de noyau, doit être minimisée. L'augmentation du rapport de vitesse de jet au-delà d'environ 1,2 ou 1,3 tend à réduire le rendement de propulsion et donc à avoir un effet préjudiciable accru sur le taux de combustion de carburant. Le rapport de vitesse de jet peut donc être maintenu dans une plage d'environ 1,0 à environ 1,2 ou 1,3 dans des conditions de croisière.
Le rapport de vitesse de jet, RJ, peut être défini comme suit :
où VBest la première vitesse de jet en expansion totale, CBest un coefficient de poussée de la tuyère de dérivation, VCest la deuxième vitesse de jet en expansion totale, CCest un coefficient de poussée de la tuyère d'échappement centrale, ηLPTest un rendement isentropique d'une turbine de pression minimale du noyau central et ηFest un rendement isentropique de compression d'air dans le conduit de dérivation par la soufflante. La vitesse de jet en expansion totale peut être définie comme la vitesse de jet axiale au point où le jet d'échappement est en expansion jusqu'à la pression ambiante. Le terme coefficient de poussée de tuyère (CBet CC) tel qu'il est utilisé ici a la signification standard dans la technique, telle qu'elle est comprise par l'homme du métier.
La boîte d'engrenages peut être une boîte d'engrenages épicycloïdale comprenant une roue solaire d'entrée reliée à l'arbre central, une pluralité de satellites reliés par un bras porteur et une couronne externe, la soufflante étant reliée à la couronne externe. Cet agencement dit en étoile peut être particulièrement adapté pour la plage de rapports d'engrenages décrits ici. Toutefois, la boîte d'engrenages peut être une boîte d'engrenages épicycloïdale comprenant une roue solaire d'entrée reliée à l'arbre central, une pluralité de satellites reliés par un bras porteur et une couronne externe, la soufflante étant reliée au bras porteur.
La soufflante peut avoir un diamètre externe compris entre environ 220 cm et environ 290 cm. Dans certains exemples, la soufflante peut avoir un diamètre externe compris entre environ 230 cm et environ 260 cm.
Dans certains exemples, où la turbine est une première turbine, le compresseur un premier compresseur, et l'arbre central un premier arbre central, le noyau central peut en outre comprendre une deuxième turbine, un deuxième compresseur, et un deuxième arbre central reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur, la deuxième turbine, le deuxième compresseur, et le deuxième arbre central étant agencés pour tourner à une vitesse de rotation supérieure à celle du premier arbre central.
Selon un deuxième aspect, un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz sur un aéronef est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant :
un noyau central comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre central reliant la turbine au compresseur ;
une soufflante située en amont du noyau central, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante ; et
une boîte d'engrenages qui reçoit une entrée de l'arbre central pour entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l'arbre central, la boîte d'engrenages ayant un rapport d'engrenage d'environ 3,6 ou moins,
dans lequel le procédé comprend le fonctionnement du moteur à turbine à gaz pour fournir une propulsion dans des conditions de croisière de telle sorte qu'un rapport de vitesse de jet entre une première vitesse de jet sortant d'un conduit de dérivation du moteur et une deuxième vitesse de jet sortant d'une tuyère d'échappement du noyau central soit dans une plage d'environ 1,0 à environ 1,3.
Les caractéristiques facultatives décrites ci-dessus en relation avec le premier aspect peuvent être appliquées également au procédé selon le deuxième aspect.
Les conditions de croisière peuvent être définies comme un nombre de Mach vers l'avant compris entre 0,7 et 0,9 à une altitude comprise entre 10 000 m et 15 000 m. D'autres conditions telles que la température ambiante et la pression sont largement dépendantes de l'altitude. D'autres exemples spécifiques de conditions de croisière sont fournis ailleurs dans la présente description.
Le moteur à turbine à gaz tel que décrit ici peut avoir n'importe quelle architecture générale appropriée. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut avoir tout nombre souhaité d'arbres reliant les turbines et les compresseurs, par exemple un, deux ou trois arbres. À titre d'exemple uniquement, la turbine reliée à l'arbre central peut être une première turbine, le compresseur relié à l'arbre central peut être un premier compresseur, et l'arbre central peut être un premier arbre central. Le noyau central peut comprendre en outre une deuxième turbine, un deuxième compresseur, et un deuxième arbre central reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur. La deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre central peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation supérieure à celle du premier arbre central.
Dans un tel agencement, le deuxième compresseur peut être positionné de façon axiale en aval du premier compresseur. Le deuxième compresseur peut être agencé pour recevoir (par exemple directement recevoir, par exemple par le biais d'un conduit généralement annulaire) un flux du premier compresseur.
La boîte d'engrenages peut être agencée pour être entraînée par l'arbre central qui est configuré pour tourner (par exemple en utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple le premier arbre central dans l'exemple ci-dessus). Par exemple, la boîte d'engrenages peut être agencée pour être entraînée uniquement par l'arbre central qui est configuré pour tourner (par exemple en utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple uniquement le premier arbre central, et non le deuxième arbre central, dans l'exemple ci-dessus). Alternativement, la boîte d'engrenages peut être agencée pour être entraînée par un ou plusieurs arbres, par exemple les premier et/ou deuxième arbres dans l'exemple ci-dessus.
La boîte d'engrenages est une boîte de réduction (en cela que la sortie vers la soufflante présente une vitesse de rotation inférieure à l'entrée depuis l'arbre central). N'importe quel type de boîte d'engrenages peut être utilisé. Par exemple, la boîte d'engrenages peut être une boîte d'engrenages « planétaire » ou « en étoile », telle que décrite plus en détail ailleurs dans la présente description. La boîte d'engrenages peut avoir n'importe quel rapport de réduction souhaité (défini comme la vitesse de rotation de l'arbre d'entrée divisée par la vitesse de rotation de l'arbre de sortie), par exemple 2,5 ou plus, par exemple dans la plage allant de 2,5 à 3,6, par exemple de l'ordre de ou d'au moins 2,5, 2,6, 2,7, 2,8, 2,9, 3,0, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5 ou 3,6. Le rapport d'engrenage peut être par exemple compris entre deux quelconques des valeurs de la phrase précédente.
Dans tout moteur à turbine à gaz tel que décrit ici, une chambre de combustion peut être fournie axialement en aval de la soufflante et du ou des compresseurs. Par exemple, la chambre de combustion peut être directement en aval (par exemple en sortie) du deuxième compresseur, où un deuxième compresseur est fourni. À titre d'exemple supplémentaire, le flux en sortie de la chambre de combustion peut être fourni à l'entrée de la deuxième turbine, où une deuxième turbine est fournie. La chambre de combustion peut être fournie en amont de la ou des turbines.
Le ou les compresseurs (par exemple le premier compresseur et le deuxième compresseur tels que décrits ci-dessus) peuvent comprendre un nombre quelconque d'étages, par exemple plusieurs étages. Chaque étage peut comporter une rangée d'aubes de rotor et une rangée d'aubes de stator, qui peuvent être des aubes de stator variables (en cela que leur angle d'incidence peut être variable). La rangée d'aubes de rotor et la rangée d'aubes de stator peuvent être décalées axialement l'une de l'autre.
La ou les turbines (par exemple la première turbine et la deuxième turbine telles que décrites ci-dessus) peuvent comprendre un nombre quelconque d'étages, par exemple plusieurs étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d'aubes de rotor et une rangée d'aubes de stator. La rangée d'aubes de rotor et la rangée d'aubes de stator peuvent être décalées axialement l'une de l'autre.
Chaque aube de soufflante peut être définie comme ayant une étendue radiale s'étendant depuis un pied (ou moyeu) au niveau d'un emplacement lavé au gaz radialement interne, ou position d'étendue de 0 %, jusqu'à une pointe à une position d'étendue de 100 %. Le rapport du rayon de l'aube de soufflante au niveau du moyeu au rayon de l'aube de soufflante au niveau de la pointe peut être inférieur à (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs suivantes : 0,4, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31, 0,3, 0,29, 0,28, 0,27, 0,26, ou 0,25. Le rapport du rayon de l'aube de soufflante au niveau du moyeu au rayon de l'aube de soufflante au niveau de la pointe peut être inclus dans une plage délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 0,28 à 0,32. Ces rapports peuvent être couramment désignés par le rapport du moyeu à la pointe. Le rayon au niveau du moyeu et le rayon au niveau de la pointe peuvent aussi être mesurés au niveau de la partie du bord d'attaque (ou la plus en avant axialement) de l'aube. Le rapport du moyeu à la pointe se réfère, bien entendu, à la partie lavée au gaz de l'aube de soufflante, c'est-à-dire la partie radialement à l'extérieur de toute plateforme.
Le rayon de la soufflante peut être mesuré entre la ligne centrale du moteur et la pointe d'une aube de soufflante au niveau de son bord d'attaque. Le diamètre de soufflante (qui peut être simplement le double du rayon de la soufflante) peut être supérieur à (ou de l'ordre de) : 220 cm, 230 cm, 240 cm, 250 cm (environ 100 pouces), 260 cm, 270 cm (environ 105 pouces), 280 cm (environ 110 pouces), 290 cm (environ 115 pouces), 300 cm (environ 120 pouces), 310 cm, 320 cm (environ 125 pouces), 330 cm (environ 130 pouces), 340 cm (environ 135 pouces), 350 cm, 360 cm (environ 140 pouces), 370 cm (environ 145 pouces), 380 cm (environ 150 pouces), 390 cm (environ 155 pouces), 400 cm, 410 cm (environ 160 pouces) ou 420 cm (environ 165 pouces). Le diamètre de la soufflante peut être compris dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 240 cm à 280 cm ou de 330 cm à 380 cm.
La vitesse de rotation de la soufflante peut varier en utilisation. Généralement, la vitesse de rotation est inférieure pour les soufflantes avec un diamètre élevé. À titre d'exemple non limitatif uniquement, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière peut être inférieure à 2 500 tr/min, par exemple inférieure à 2 300 tr/min. À titre d'exemple non limitatif uniquement, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière pour un moteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 220 cm à 300 cm (par exemple de 240 cm à 280 cm ou de 250 cm à 270 cm) peut être comprise dans la plage de 1 700 tr/min à 2 500 tr/min, par exemple dans la plage de 1 800 tr/min à 2 300 tr/min, par exemple dans la plage de 1 900 tr/min à 2 100 tr/min. À titre d'exemple non limitatif uniquement, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière pour un moteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 330 cm à 380 cm peut être comprise dans la plage de 1 200 tr/min à 2 000 tr/min, par exemple dans la plage de 1 300 tr/min à 1 800 tr/min, par exemple dans la plage de 1 400 tr/min à 1 800 tr/min.
Lors de l'utilisation du moteur à turbine à gaz, la soufflante (avec aubes de soufflante associées) tourne autour d'un axe de rotation. Cette rotation entraîne le mouvement de la pointe de l'aube de soufflante à une vitesse Upointe. Le travail effectué par les aubes de soufflante 13 sur le flux conduit à une élévation de l'enthalpie dH du flux. Une charge de pointe de soufflante peut être définie telle que dH/Upointe 2, où dH est l'augmentation de l'enthalpie (par exemple l'augmentation de l'enthalpie moyenne 1-D) à travers la soufflante et Upointeest la vitesse (de translation) de la pointe de soufflante, par exemple au niveau du bord d'attaque de la pointe (qui peut être défini comme un rayon de pointe de soufflante au niveau du bord d'attaque multiplié par la vitesse angulaire). La charge de pointe de soufflante dans des conditions de croisière peut être supérieure à (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs suivantes : 0,28, 0,29, 0,3, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39 ou 0,4 (toutes les unités dans ce paragraphe étant en Jkg-1K-1/(ms-1)2). La charge de pointe de soufflante peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 0,28 à 0,31 ou de 0,29 à 0,3.
Les moteurs à turbine à gaz selon la présente description peuvent avoir tout rapport de dérivation désiré, où le rapport de dérivation est défini comme le rapport du débit massique du flux à travers le conduit de dérivation au débit massique du flux à travers le noyau dans des conditions de croisière. Dans certains agencements, le rapport de dérivation peut être supérieur à (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs suivantes : 10, 10,5, 11, 11,5, 12, 12,5, 13, 13,5, 14, 14,5, 15, 15,5, 16, 16,5, 17, 17,5, 18, 18,5, 19, 19,5 ou 20. Le rapport de dérivation peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 13 à 16, ou de 13 à 15, ou de 13 à 14. Le conduit de dérivation peut être sensiblement annulaire. Le conduit de dérivation peut être radialement à l'extérieur du réacteur. La surface radialement externe du conduit de dérivation peut être définie par une nacelle et/ou un carter de soufflante.
Le rapport de pression global d'un moteur à turbine à gaz tel que décrit ici peut être défini comme le rapport de la pression totale en amont de la soufflante à la pression totale au niveau de la sortie du compresseur haute pression (avant entrée dans la chambre de combustion). À titre d'exemple non limitatif, le rapport de pression global d'un moteur à turbine à gaz tel que décrit ici en croisière peut être supérieur à (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs suivantes : 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75. Le rapport de pression global peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 50 à 70.
La poussée spécifique d'un moteur peut être définie comme la poussée nette du moteur divisée par le débit massique total à travers le moteur. Dans des conditions de croisière, la poussée spécifique d'un moteur décrit ici peut être inférieure à (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs suivantes : 110 Nkg-1s, 105 Nkg-1s, 100 Nkg-1s, 95 Nkg-1s, 90 Nkg-1s, 85 Nkg-1s ou 80 Nkg-1s. La poussée spécifique peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 80 Nkg-1s à 100 Nkg-1s, ou de 85 Nkg- 1s à 95 Nkg-1s. Ces moteurs peuvent être particulièrement efficaces en comparaison avec des moteurs à turbine à gaz classiques.
Un moteur à turbine à gaz tel que décrit ici peut avoir n'importe quelle poussée maximale souhaitée. À titre d'exemple non limitatif uniquement, une turbine à gaz telle que décrite ici peut être capable de produire une poussée maximale d'au moins (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs suivantes : 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN, 300 kN, 350 kN, 400 kN, 450 kN, 500 kN, ou 550 kN. La poussée maximale peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). À titre d'exemple uniquement, une turbine à gaz telle que décrite ici peut être capable de produire une poussée maximale dans la plage de 330 kN à 420 kN, par exemple de 350 kN à 400 kN. La poussée mentionnée ci-dessus peut être la poussée nette maximale dans des conditions atmosphériques standard au niveau de la mer plus 15 degrés C (pression ambiante de 101,3 kPa, température de 30 degrés C), avec le moteur statique.
En cours d'utilisation, la température du flux à l'entrée de turbine haute pression peut être particulièrement élevée. Cette température, dite TET, peut être mesurée en sortie de la chambre de combustion, par exemple immédiatement en amont de la première aube de turbine, qui elle-même peut être appelée aube directrice de tuyère. En conditions de croisière, la TET peut être au moins (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs suivantes : 1 400 K, 1 450 K, 1 500 K, 1 550 K, 1 600 K ou 1 650 K. La TET en conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). La TET maximale en utilisation du moteur peut être, par exemple, au moins (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs suivantes : 1 700 K, 1 750 K, 1 800 K, 1 850 K, 1 900 K, 1 950 K ou 2 000 K. La TET maximale peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 1 800 K à 1 950 K. La TET maximale peut se produire, par exemple, dans une condition de poussée élevée, par exemple dans une condition de poussée maximale au décollage (MTO).
Une partie d'aube de soufflante et/ou de profil décrite ici peut être fabriquée à partir de tout matériau approprié ou de toute combinaison de matériaux appropriée. Par exemple, au moins une partie de l'aube de soufflante et/ou de profil peut être fabriquée au moins en partie à partir d'un matériau composite, par exemple un composite à matrice métallique et/ou un composite à matrice organique, tel que de la fibre de carbone. À titre d'exemple supplémentaire, au moins une partie de l'aube de soufflante et/ou du profil peut être fabriquée au moins en partie à partir d'un métal, tel qu'un métal à base de titane ou un matériau à base d'aluminium (tel qu'un alliage d'aluminium et de lithium) ou un matériau à base d'acier. Les aubes de soufflante peuvent comprendre au moins deux régions fabriquées à l'aide de matériaux différents. Par exemple, l'aube de soufflante peut avoir un bord d'attaque protecteur, qui peut être fabriqué à l'aide d'un matériau plus apte à résister aux chocs (par exemple d'oiseaux, de glace ou d'autres matières) que le reste de l'aube. Un tel bord d'attaque peut, par exemple, être fabriqué à l'aide de titane ou d'un alliage à base de titane. Ainsi, purement à titre d'exemple, l'aube de soufflante peut avoir un corps à base de fibre de carbone ou d'aluminium (tel qu'un alliage d'aluminium et de lithium) avec un bord d'attaque en titane.
Une soufflante telle que décrite ici peut comprendre une partie centrale, à partir de laquelle les aubes de soufflante peuvent s'étendre, par exemple dans une direction radiale. Les aubes de soufflante peuvent être fixées à la partie centrale de n'importe quelle manière souhaitée. Par exemple, chaque aube de soufflante peut comprendre une fixation qui peut venir en prise avec une fente correspondante dans le moyeu (ou le disque). Purement à titre d'exemple, une telle fixation peut se présenter sous la forme d'une queue d'aronde pouvant se glisser dans et/ou venir en prise avec une fente correspondante dans le moyeu/disque pour fixer l'aube de soufflante au moyeu/disque. À titre d'exemple supplémentaire, les aubes de soufflante peuvent être formées d'un seul tenant avec une partie centrale. Un tel agencement peut être appelé disque aubagé monobloc ou disque à aubes. Tout procédé approprié peut être utilisé pour fabriquer un tel disque aubagé monobloc ou disque à aubes. Par exemple, au moins une partie des aubes de soufflante peut être usinée à partir d'un bloc et/ou au moins une partie des aubes de soufflante peut être fixée au moyeu/disque par soudage, tel qu'un soudage par friction linéaire.
Les moteurs à turbine à gaz décrits ici peuvent être pourvus ou non d'une buse à section variable (VAN). Une telle buse à section variable peut permettre de faire varier l'aire de sortie du conduit de dérivation en cours d'utilisation. Les principes généraux de la présente description peuvent s'appliquer aux moteurs avec ou sans VAN.
La soufflante d'une turbine à gaz telle que décrite ici peut avoir n'importe quel nombre d'aubes de soufflante, par exemple 14, 16, 18, 20, 22, 24 ou 26 aubes de soufflante.
Tel qu'il est utilisé ici, le terme conditions de croisière a une signification classique et sera aisément compris par l'homme du métier. Ainsi, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, l'homme du métier reconnaîtra immédiatement que les conditions de croisière signifient le point de fonctionnement du moteur à mi-croisière d'une mission donnée (qui peut être désignée dans l'industrie « mission économique ») d'un aéronef sur lequel le moteur à turbine à gaz est destiné à être installé. À cet égard, le terme mi-croisière désigne le point dans un cycle de vol d'aéronef auquel 50 % du carburant total brûlé entre la fin de montée et le début de descente a été brûlé (ce qui peut correspondre approximativement au point milieu, en termes de temps et/ou de distance, entre la fin de montée et le début de descente. Les conditions de croisière définissent ainsi un point de fonctionnement du moteur à turbine à gaz qui fournit une poussée qui assure un fonctionnement en régime continu (c'est-à-dire maintenant une altitude constante et un nombre de Mach constant) à mi-croisière d'un aéronef sur lequel il est destiné à être installé, en tenant compte du nombre de moteurs fournis dans cet aéronef. Par exemple, lorsqu'un moteur est conçu pour être installé sur un aéronef comportant deux moteurs du même type, en conditions de croisière le moteur fournit la moitié de la poussée totale qui serait requise pour un fonctionnement en régime continu de cet aéronef à mi-croisière.
En d'autres termes, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, les conditions de croisière sont définies comme le point de fonctionnement du moteur qui fournit une poussée spécifiée (requise pour fournir, en combinaison avec tout autre moteur de l'aéronef, un fonctionnement en régime continu de l'aéronef sur lequel il est destiné à être installé à un nombre de Mach donné à mi-croisière) dans des conditions atmosphériques de mi-croisière (définies par l'atmosphère standard internationale selon la norme ISO 2533 à l'altitude de mi-croisière). Pour tout moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, la poussée de mi-croisière, les conditions atmosphériques et le nombre de Mach sont connus, et donc le point de fonctionnement du moteur dans des conditions de croisière est clairement défini.
À titre d'exemple uniquement, la vitesse vers l'avant dans des conditions de croisière peut être n'importe quel point dans la plage de Mach 0,7 à 0,9, par exemple de 0,75 à 0,85, par exemple de 0,76 à 0,84, par exemple de 0,77 à 0,83, par exemple de 0,78 à 0,82, par exemple de 0,79 à 0.81, par exemple de l'ordre de Mach 0,8, de l'ordre de Mach 0,85 ou dans la plage de 0,8 à 0,85. Toute vitesse unique au sein de ces plages peut faire partie des conditions de croisière. Pour certains aéronefs, les conditions de croisière peuvent être extérieures à ces plages, par exemple inférieures à Mach 0,7 ou supérieures à Mach 0,9.
À titre d'exemple uniquement, les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques standard (selon l'atmosphère standard internationale, ISA) à une altitude dans la plage de 10 000 m à 15 000 m, par exemple dans la plage de 10 000 m à 12 000 m, par exemple dans la plage de 10 400 m à 11 600 m (environ 38 000 ft), par exemple dans la plage de 10 500 m à 11 500 m, par exemple dans la plage de 10 600 m à 11 400 m, par exemple dans la plage de 10 700 m (environ 35 000 ft) à 11 300 m, par exemple dans la plage de 10 800 m à 11 200 m, par exemple dans la plage de 10 900 m à 11 100 m, par exemple de l'ordre de 11 000 m. Les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques standard à n'importe quelle altitude donnée dans ces plages.
À titre d'exemple uniquement, les conditions de croisière peuvent correspondre à un point de fonctionnement du moteur qui fournit un niveau de poussée requise connu (par exemple une valeur dans la plage de 30 kN à 35 kN) à un nombre de Mach de 0,8 et des conditions atmosphériques standard (selon l'atmosphère standard internationale) à une altitude de 38 000 ft (11 582 m). À titre d'exemple supplémentaire uniquement, les conditions de croisière peuvent correspondre à un point de fonctionnement du moteur qui fournit un niveau de poussée requise connu (par exemple une valeur dans la plage de 50 kN à 65 kN) à un nombre de Mach de 0,85 et des conditions atmosphériques standard (selon l'atmosphère standard internationale) à une altitude de 35 000 ft (10 668 m).
En utilisation, un moteur à turbine à gaz décrit et peut fonctionner dans les conditions de croisière définies ici. De telles conditions de croisière peuvent être déterminées par les conditions de croisière (par exemple les conditions de mi-croisière) d'un aéronef sur lequel au moins un (par exemple 2 ou 4) moteur à turbine à gaz peut être monté pour assurer une poussée propulsive.
Selon un aspect, il est fourni un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et. L'aéronef selon cet aspect est l'aéronef sur lequel le moteur à turbine à gaz est destiné à être installé. Ainsi, les conditions de croisière selon cet aspect correspondent à la mi-croisière de l'aéronef, telle que définie ici.
Selon un aspect, il est fourni un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz tel que décrit ici. Le fonctionnement peut correspondre aux conditions de croisière telles que définies ici (par exemple en termes de poussée, de conditions atmosphériques et de nombre de Mach).
Selon un aspect, il est fourni un procédé de fonctionnement d'un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit ici. Le fonctionnement selon cet aspect peut inclure (ou peut être) le fonctionnement à mi-croisière de l'aéronef, tel que défini ailleurs dans la présente description.
L'homme du métier comprendra que, sauf exclusivité mutuelle, une caractéristique ou un paramètre décrit en relation avec l'un quelconque des aspects ci-dessus peut être appliqué à tout autre aspect. Par ailleurs, sauf exclusivité mutuelle, toute caractéristique ou tout paramètre décrit ici peut être appliqué à tout aspect et/ou associé à toute autre caractéristique ou tout autre paramètre décrit ici.
Des modes de réalisation vont maintenant être décrits à titre d'exemple uniquement, avec des références aux Figures, dans lesquelles :
[Fig. 1] est une vue en coupe latérale d'un moteur à turbine à gaz ;
[Fig. 2] est une vue en coupe latérale rapprochée d'une partie en amont d'un moteur à turbine à gaz ;
[Fig. 3] est une vue partiellement coupée d'une boîte d'engrenages pour un moteur à turbine à gaz ;
[Fig. 4] est un exemple de tracé du changement de combustion de carburant en fonction du rapport de vitesse de jet ;
[Fig. 5] est un dessin schématique d'un aéronef ayant un moteur à turbine à gaz monté sur celui-ci ; et
[Fig. 6] est un dessin schématique illustrant le concept d'une vitesse de jet en expansion totale.
La Figure 1 illustre un moteur à turbine à gaz 10 ayant un axe de rotation 9. Le moteur 10 comprend une entrée d'air 12 et une soufflante de propulsion 23 qui génère deux flux d'air : un flux d'air principal A et un flux d'air de dérivation B. Le moteur à turbine à gaz 10 comprend un noyau 11 qui reçoit le flux d'air A. Le noyau central 11 comprend, en série de flux axial, un compresseur basse pression 14, un compresseur haute pression 15, un équipement de combustion 16, une turbine haute pression 17, une turbine basse pression 19 et une tuyère d'échappement centrale 20. Une nacelle 21 entoure le moteur à turbine à gaz 10 et définit un conduit de dérivation 22 et une tuyère d'échappement de dérivation 18. Le flux d'air de dérivation B s'écoule à travers le conduit de dérivation 22. La soufflante 23 est fixée à, et entraînée par, la turbine basse pression 19 par l'intermédiaire d'un arbre 26 et d'une boîte d'engrenages épicycloïdale 30.
En utilisation, le flux d'air central A est accéléré et comprimé par le compresseur basse pression 14 et dirigé dans le compresseur haute pression 15 où une compression supplémentaire se produit. L'air comprimé évacué du compresseur haute pression 15 est dirigé dans l'équipement de combustion 16 où il est mélangé à du carburant et le mélange est brûlé. Les produits de combustion chauds résultants se dilatent alors, et entraînent ainsi les turbines haute pression et basse pression 17, 19 avant d'être évacués à travers la tuyère 20 pour fournir une poussée propulsive. La turbine haute pression 17 entraîne le compresseur haute pression 15 au moyen d'un arbre d'interconnexion 27 approprié. La soufflante 23 fournit généralement la majorité de la poussée propulsive. La boîte d'engrenages épicycloïdale 30 est une boîte de réduction.
Un agencement exemplaire pour un moteur à turbine à gaz 10 est illustré dans la Figure 2. La turbine basse pression 19 (voir Figure 1) entraîne l'arbre 26, qui est couplé à une roue solaire, ou un engrenage solaire, 28 de l'agencement d'engrenages épicycloïdal 30. Radialement vers l'extérieur de la roue solaire 28 et s'engrenant avec celle-ci se trouve une pluralité de satellites 32 qui sont couplés ensemble par un porte-satellites 34. Le porte-satellites 34 contraint les satellites 32 à tourner autour de la roue solaire 28 en synchronicité tout en permettant à chaque satellite 32 de tourner autour de son propre axe. Le porte-satellites 34 est couplé par l'intermédiaire de liaisons 36 à la soufflante 23 pour entraîner sa rotation autour de l'axe de moteur 9. Radialement vers l'extérieur des satellites 32 et s'engrenant avec ceux-ci se trouve un anneau ou une couronne planétaire 38 qui est couplée, par l'intermédiaire de liaisons 40, à une structure de support fixe 24.
Il est à noter que les termes « turbine basse pression » et « compresseur basse pression » peuvent être utilisés pour désigner les étages de turbine de pression minimale et les étages de compresseur de pression minimale (c'est-à-dire n'incluant pas la soufflante 23) respectivement et/ou les étages de turbine et de compresseur reliés entre eux par l'arbre d'interconnexion 26 avec la vitesse de rotation la plus faible dans le moteur (c'est-à-dire n'incluant pas l'arbre de sortie de boîte d'engrenages qui entraîne la soufflante 23). Dans certains documents, la « turbine basse pression » et le « compresseur basse pression » désignés dans la présente description peuvent alternativement être appelés « turbine de pression intermédiaire » et « compresseur de pression intermédiaire ». Dans le cas où une telle nomenclature alternative est utilisée, la soufflante 23 peut être appelée premier étage de compression, ou étage de compression de pression minimale.
La boîte d'engrenages épicycloïdale 30 est représentée à titre d'exemple plus en détail dans la Figure 3. Chacun de la roue solaire 28, des satellites 32 et de la couronne 38 comprend des dents autour de leur périphérie pour s'engrener avec les autres engrenages. Cependant, pour des raisons de clarté, seules des parties exemplaires des dents sont illustrées dans la Figure 3. Quatre satellites 32 sont illustrés, mais le lecteur compétent dans la technique comprendra que les satellites 32 peuvent être fournis en plus ou moins grand nombre dans le domaine d'application de l'invention. Des applications pratiques d'une boîte d'engrenages épicycloïdale planétaire 30 comprennent généralement au moins trois satellites 32.
La boîte d'engrenages épicycloïdale 30 illustrée à titre d'exemple dans les Figures 2 et 3 est de type planétaire, en cela que le porte-satellites 34 est couplé à un arbre de sortie par le biais de liaisons 36, la couronne 38 étant fixe. Toutefois, tout autre type de boîte d'engrenages épicycloïdale 30 approprié peut être utilisé. À titre d'exemple supplémentaire, la boîte d'engrenages épicycloïdale 30 peut être un agencement en étoile, dans lequel le porte-satellites 34 est maintenu fixe, avec la couronne (ou anneau) 38 pouvant tourner. Dans un tel agencement, la soufflante 23 est entraînée par la couronne 38. À titre d'exemple supplémentaire, la boîte d'engrenages 30 peut être une boîte d'engrenages différentielle dans laquelle la couronne 38 et le porte-satellites 34 peuvent tous les deux tourner.
On comprend que l'agencement illustré dans les Figures 2 et 3 est fourni à titre d'exemple uniquement, et diverses alternatives sont dans le domaine d'application de la présente description. À titre d'exemple uniquement, tout agencement approprié peut être utilisé pour placer la boîte d'engrenages 30 dans le moteur 10 et/ou pour relier la boîte d'engrenages 30 au moteur 10. À titre d'exemple supplémentaire, les liaisons (telles que les liaisons 36, 40 dans l'exemple de la Figure 2) entre la boîte d'engrenages 30 et d'autres parties du moteur 10 (telles que l'arbre d'entrée 26, l'arbre de sortie et la structure fixe 24) peuvent avoir toute raideur ou souplesse souhaitée. À titre d'exemple supplémentaire, tout agencement adapté des paliers entre des parties rotatives et fixes du moteur (par exemple entre les arbres d'entrée et de sortie de la boîte d'engrenages et les structures fixes, comme le carter de boîte d'engrenages) peut être utilisé, et l'invention n'est pas limitée à l'exemple d'agencement de la Figure 2. Par exemple, lorsque la boîte d'engrenages 30 a un agencement en étoile (décrit ci-dessus), l'homme du métier comprendra aisément que l'agencement des liaisons de sortie et de support et les emplacements des paliers sont typiquement différents de ceux représentés à titre d'exemple dans la Figure 2.
En conséquence, la présente invention s'étend à un moteur à turbine à gaz ayant tout agencement de styles de boîte d'engrenages (par exemple en étoile ou planétaire), de structures de support, d'agencement d'arbre d'entrée et de sortie, et d'emplacements de palier.
Facultativement, la boîte d'engrenages peut entraîner des composants supplémentaires et/ou alternatifs (par exemple, le compresseur de pression intermédiaire et/ou un précompresseur).
D'autres moteurs à turbine à gaz auxquels peut s'appliquer la présente description peuvent avoir des configurations alternatives. Par exemple, de tels moteurs peuvent avoir un nombre alternatif de compresseurs et/ou de turbines et/ou un nombre alternatif d'arbres d'interconnexion. À titre d'exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz illustré dans la Figure 1 a une tuyère de flux divisé 18, 20, c'est-à-dire que le flux à travers le conduit de dérivation 22 a sa propre tuyère 18 qui est séparée vers et radialement à l'extérieur de la tuyère du réacteur 20. Toutefois, cela n'est pas limitatif, et tout aspect de l'invention peut également s'appliquer à des moteurs dans lesquels le flux dans le conduit de dérivation 22 et le flux dans le noyau 11 sont mélangés, ou combinés, avant (ou en amont de) une tuyère unique, qui peut être appelée tuyère de flux mélangé. L'une des tuyères ou les deux tuyères (de flux mélangé ou divisé) peuvent avoir une surface fixe ou variable.
La géométrie du moteur à turbine à gaz 10, et de ses composants, est définie par un système axial classique, comprenant une direction axiale (qui est alignée avec l'axe de rotation 9), une direction radiale (du bas vers le haut dans la Figure 1), et une direction circonférentielle (perpendiculaire à la page sur la vue de la Figure 1). Les directions axiale, radiale et circonférentielle sont perpendiculaires entre elles.
La Figure 4 illustre un exemple de tracé de changement de combustion de carburant, ΔFB, en fonction du rapport de vitesse de jet, RJ, d'autres facteurs étant constants. Le changement de la contribution de combustion de carburant du rendement de propulsion 401 est déterminé par rapport à une valeur optimale pour le rapport de vitesse de jet d'environ 1,0, avec une augmentation de la combustion de carburant au-dessus et en dessous de cette valeur. Le changement de contribution de combustion de carburant de la turbine IP, représenté par la ligne 402 dans la Figure 4 (par exemple par rapport à une turbine IP optimale, qui peut être obtenue à un rapport de vitesse de jet très faible sur le côté gauche du graphique) peut être dû, par exemple, au changement de poids et/ou de taille de la turbine IP lorsque le rapport de vitesse change, d'autres facteurs étant constants. À cet égard, un rapport de vitesse accru peut généralement donner lieu à une turbine IP plus grande et/ou plus lourde, qui peut également avoir un effet indésirable sur l'installation du moteur dans l'aéronef. Les facteurs qui peuvent affecter le rapport de vitesse de jet incluent les vitesses de rotation relatives de la soufflante et de la turbine et les zones des tuyères d'échappement pour les échappements de dérivation et central.
Un rapport d'engrenage inférieur de la boîte d'engrenages, c'est-à-dire un rapport d'engrenage d'environ 3,6, 3,4 ou moins, qui peut être avantageux du point de vue de la conception et/ou de l'installation d'une boîte d'engrenages, fournit des valeurs pour le rapport de vitesse de jet de 1,0 ou plus. Pour des boîtes d'engrenages ayant de tels rapports, pour maintenir la perte de combustion de carburant due au rendement de propulsion à environ 0,5 % ou moins de la valeur optimale, on voit sur la Figure 4 que le rapport de vitesse de jet doit être compris entre environ 1,0 et environ 1,3. Au fur et à mesure que le rapport de vitesse du jet continue d'augmenter, l'augmentation de la contribution de combustion de carburant à la fois du rendement de propulsion (ligne 401) et de la turbine IP (ligne 402) devient plus importante. Une autre limite supérieure préférée pour le rapport de vitesse de jet est de l'ordre de 1,2, ce qui maintient l'augmentation de la combustion de carburant due au rendement de propulsion entre environ 0,25 et 0,3 %.
Pour un rapport d'engrenage plus élevé, par exemple de plus de 3,6 ou dans certains cas encore plus élevé, le rapport de vitesse de jet tend à être de l'ordre de 1,0 ou moins. Au fur et à mesure que le rapport de vitesse de jet diminue en dessous de 1,0, la contribution de combustion de carburant du rendement de propulsion 401 augmente, et à une vitesse plus élevée que pour la partie au-dessus de 1,0. Pour maintenir cette perte à environ 0,5 % pour un tel agencement, on voit sur la Figure 4 que le rapport de vitesse de jet doit être maintenu entre environ 0,8 et environ 1,0, et pour un rapport de vitesse de jet d'environ 0,75 et moins, la contribution de combustion de carburant du rendement de propulsion devient dominante, s'élevant à environ 0,7 % et plus. Une limite inférieure pour le rapport de vitesse de jet pour un tel agencement d'environ 0,85 ou 0,90 peut être utilisée pour maintenir la contribution de combustion de carburant à environ 0,25 % ou moins. Cependant, la diminution supplémentaire du rapport de vitesse de jet permet d'utiliser un rapport d'engrenage supérieur et/ou de diminuer le rapport de pression sur la turbine IP, ce qui permet d'utiliser une turbine IP plus petite, plus rapide et/ou plus légère, ce qui entraîne une contribution inférieure de la perte de combustion de carburant 402 par la turbine IP. Une telle turbine IP peut avoir des avantages d'installation lorsqu'elle est installée sur un aéronef, par exemple en termes de capacité à optimiser la position du moteur par rapport à une aile. Une plage d'environ 0,75 à environ 0,82 pour le rapport de vitesse de jet peut donc être avantageuse pour les moteurs ayant des rapports d'engrenage plus élevés.
Pour un jeu donné d'engrenages composant une boîte d'engrenages épicycloïdale, un agencement à entraînement planétaire produira un rapport d'engrenage supérieur à celui d'un agencement d'entraînement en étoile. Un agencement en étoile peut être généralement préféré en combinaison avec un rapport de vitesse de jet d'environ 1,0 et plus, et un agencement planétaire peut être généralement préféré pour un rapport de vitesse de jet d'environ 1,0 et moins. Cependant, on comprend que des boîtes d'engrenage en étoile et planétaires peuvent être utilisées en dehors de ces plages préférées.
La Figure 5 illustre un exemple d'aéronef 50 ayant un moteur à turbine à gaz 10 fixé à chaque aile 51a, 51b de celui-ci. Lorsque l'aéronef est en vol dans des conditions de croisière, telles que définies ici, chaque moteur à turbine à gaz 10 fonctionne de telle sorte qu'un rapport de vitesse de jet entre une première vitesse de jet sortant d'un conduit de dérivation du moteur 10 et une deuxième vitesse de jet sortant d'une tuyère d'échappement 20 du noyau central soit dans une plage d'environ 1,0 à environ 1,3.
La Figure 6 illustre un exemple de tuyère d'échappement 60 d'un moteur à turbine à gaz. La pression Pj en sortie ou au niveau de la gorge 61 de la tuyère d'échappement 60 est supérieure à la pression ambiante Pa autour du moteur. À une certaine distance de la sortie de tuyère 61, la pression de jet est égale à la pression ambiante, soit Pj=Pa. La vitesse de jet en expansion totale est définie comme la vitesse de jet 62 à ce point, soit la vitesse de jet le long de l'axe du moteur à une distance minimale de la tuyère d'échappement où la pression est égale à la pression ambiante.
On comprendra que l'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation décrits ci-dessus et que diverses modifications et améliorations peuvent être apportées sans sortir des concepts décrits ici. Sauf exclusion mutuelle, toute caractéristique peut être employée séparément ou en combinaison avec d'autres caractéristiques et la description s'étend à et inclut toutes les combinaisons et sous-combinaisons d'une ou plusieurs caractéristiques décrites ici.
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Claims (9)

  1. Moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef comprenant :
    un noyau central (11) comprenant une turbine (19), un compresseur (14) et un arbre central (26) reliant la turbine au compresseur ;
    une soufflante (23) située en amont du noyau central, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante ; et
    une boîte d'engrenages (30) qui reçoit une entrée de l'arbre central (26) pour entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l'arbre central, la boîte d'engrenages (30) ayant un rapport d'engrenage d'environ 3,6 ou moins,
    dans lequel le moteur à turbine à gaz est configuré de telle sorte qu'un rapport de vitesse de jet entre une première vitesse de jet sortant d'un conduit de dérivation (22) du moteur (10) et une deuxième vitesse de jet sortant d'une tuyère d'échappement (20) du noyau central (11) soit dans une plage d'environ 1 à environ 1,3 dans des conditions de croisière.
  2. 2. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 1, dans lequel le rapport d'engrenage est d'environ 2,5 ou plus, facultativement dans la plage d'environ 3,2 à environ 3,6.
  3. 3. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 1 ou 2, dans lequel le rapport de vitesse de jet est dans une plage d'environ 1,0 à environ 1,2 dans des conditions de croisière.
  4. 4. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 1 ou l'une quelconque des revendications dépendantes de celle-ci, dans lequel le rapport de vitesse de jet, RJ, est défini comme suit :

    où VBest la première vitesse de jet en expansion totale, CBest un coefficient de poussée de la tuyère de dérivation, VCest la deuxième vitesse de jet en expansion totale, CCest un coefficient de poussée de la tuyère d'échappement centrale (20), ηLPTest un rendement isentropique d'une turbine de pression minimale du noyau central (11) et ηFest un rendement isentropique de compression d'air dans le conduit de dérivation par la soufflante.
  5. 5. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 1 ou l'une quelconque des revendications dépendantes de celle-ci, dans lequel la boîte d'engrenages (30) est une boîte d'engrenages épicycloïdale comprenant une roue solaire reliée à l'arbre central (26), une pluralité de satellites reliés par un bras porteur et une couronne externe, la soufflante (23) étant reliée à la couronne externe.
  6. 6. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 1 ou l'une quelconque des revendications dépendantes de celle-ci, dans lequel la soufflante (23) a un diamètre externe compris entre environ 220 cm et environ 390 cm, éventuellement entre environ 240 cm et environ 280 cm ou entre environ 330 cm et environ 380 cm.
  7. 7. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 1 ou l'une quelconque des revendications dépendantes de celle-ci, dans lequel :
    la turbine est une première turbine (19), le compresseur est un premier compresseur (14), et l'arbre central est un premier arbre central (26) ;
    le noyau central comprend en outre une deuxième turbine (17), un deuxième compresseur (15), et un deuxième arbre central (27) reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur ; et
    la deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre central tournent à une vitesse de rotation supérieure à celle du premier arbre central.
  8. 8. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 1 ou l'une quelconque des revendications dépendantes de celle-ci, dans lequel les conditions de croisière correspondent à un nombre de Mach vers l'avant compris entre environ 0,7 et 0,9 à une altitude comprise entre 10 000 m et 15 000 m, éventuellement un nombre de Mach vers l'avant de 0,85 et une altitude de 10 668 m.
  9. Procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef (50) selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel le procédé comprend le fonctionnement du moteur à turbine à gaz (10) pour fournir une propulsion dans des conditions de croisière de telle sorte qu'un rapport de vitesse de jet entre une première vitesse de jet sortant d'un conduit de dérivation (22) du moteur (10) et une deuxième vitesse de jet sortant d'une tuyère d'échappement (20) du noyau central (11) soit dans une plage d'environ 1,0 à environ 1,3.
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