FR3097595A1 - Fractionnement de TEMPÉRATURE DE TURBINE DANS un MOTEUR À TURBINE À GAZ - Google Patents

Fractionnement de TEMPÉRATURE DE TURBINE DANS un MOTEUR À TURBINE À GAZ Download PDF

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Abstract

La présente invention porte sur un moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef comprenant : un coeur de moteur (11) comprenant une première turbine (19), un premier compresseur (14) et un premier arbre de cœur (26) reliant la première turbine (19) au premier compresseur (14) ; et une deuxième turbine (17), un deuxième compresseur (15), et un deuxième arbre de cœur (27) reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur, la deuxième turbine (17) étant une turbine à pression plus élevée que la première turbine (19) et le deuxième compresseur (15) étant un compresseur à pression plus élevée que le premier compresseur (14), et une soufflante (23) située en amont du cœur de moteur (11), la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante (64) s'étendant à partir d'un moyeu (66), et dans lequel une température d'entrée de deuxième turbine (T40) est définie comme une température moyenne d'un flux d'air au niveau de l'entrée de la deuxième turbine (17) dans des conditions de croisière, une température d'entrée de première turbine (T44) est définie comme une température moyenne d'un flux d'air au niveau de l'entrée de la première turbine (19) dans des conditions de croisière, une température de sortie de deuxième turbine (T42) est définie comme une température moyenne d'un flux d'air au niveau de la sortie de la deuxième turbine (17) dans des conditions de croisière, et une température de sortie de première turbine (T50) est définie comme une température moyenne d'un flux d'air au niveau de la sortie de la première turbine (19) dans des conditions de croisière, et dans lequel un changement de température de turbine basse pression (19) est défini comme : un changement de température de turbine haute pression (17) est défini comme : et dans lequel un rapport de changement de température de la turbine basse sur la turbine haute pression de : est dans la plage allant de 1,09 à 1,25. Figure 5A

Description

Fractionnement de TEMPÉRATURE DE TURBINE DANS un MOTEUR À TURBINE À GAZ
La présente description concerne un moteur à turbine à gaz pour un aéronef, et plus spécifiquement un moteur à turbine à gaz agencé pour avoir des températures de flux d'air relatives à différents emplacements lors du fonctionnement dans des conditions de croisière.
Les moteurs à turbine à gaz pour la propulsion des aéronefs présentent de nombreux facteurs de conception qui affectent le rendement global et la sortie de puissance ou poussée. Un but général d'un moteur à turbine à gaz est de fournir une poussée avec une faible consommation spécifique de carburant (SFC). Afin de réduire la SFC en conditions de croisière, les rendements thermique et propulsif du moteur peuvent être augmentés.
Pour permettre une poussée plus élevée avec un rendement élevé, une soufflante de plus grand diamètre peut être utilisée. Cependant, lors de la conception d'un moteur plus important, une simple augmentation de la taille des composants d'un type de moteur connu peut ne pas fournir une augmentation correspondante de la puissance/poussée et/ou du rendement, par exemple en raison des différences de transfert thermique dans le plus grand moteur. La reconception des paramètres et des conditions de fonctionnement du moteur peut donc être appropriée pour obtenir une SFC faible.
Tel qu'elle est utilisée ici, une plage « allant de la valeur X à la valeur Y » ou « entre la valeur X et la valeur Y », ou similaires, désigne une plage inclusive ; incluant les valeurs de délimitation de X et Y. Toutes les températures et pressions citées ici sont la température totale ou la pression totale, sauf indication contraire. Lorsqu'une température moyenne est citée, elle doit être considérée comme une valeur moyenne. Toutes les températures sont en Kelvin sauf indication contraire.
Selon un premier aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur, et un séparateur annulaire au niveau duquel le flux est divisé entre un flux de cœur qui s'écoule à travers le cœur de moteur, et un flux de contournement qui s'écoule le long d'un conduit de contournement, dans lequel des lignes de courant de stagnation autour de la circonférence du moteur, stagnant sur un bord d'attaque du séparateur annulaire, forment une surface de courant formant une limite radialement interne d'un tube de courant qui contient tout le flux de contournement ; et une soufflante située en amont du cœur de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante s'étendant à partir d'un moyeu, chaque aube de soufflante ayant un bord d'attaque et un bord de fuite, dans laquelle un rayon d'extrémité de soufflante de la soufflante est défini entre une ligne centrale du moteur et une extrémité la plus externe de chaque aube de soufflante au niveau de son bord d'attaque et un rayon de moyeu est défini entre la ligne centrale du moteur et une surface externe du moyeu au niveau de la position radiale du bord d'attaque de chaque aube de soufflante, chaque aube de soufflante ayant une partie radialement externe se trouvant à l'intérieur du tube de courant qui contient le flux de contournement. Une température d'entrée de rotor de soufflante est définie comme une température moyenne de flux d'air à travers le bord d'attaque de chaque aube de soufflante dans des conditions de croisière et une température de sortie de rotor de soufflante est définie comme une température moyenne de flux d'air à travers une partie radialement externe de chaque aube de soufflante au niveau du bord de fuite dans des conditions de croisière. Un rapport du moyeu sur l'extrémité de soufflante :
est dans la plage allant de 0,2 à 0,285 ; et une élévation de température d'extrémité de soufflante :
est dans la plage allant de 1,11 à 1,05.
Selon un deuxième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur, dans lequel le cœur de moteur a un rayon de cœur défini entre la ligne centrale du moteur et une extrémité la plus en avant du cœur de moteur ; et une soufflante située en amont du cœur de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante s'étendant à partir d'un moyeu, chaque aube de soufflante ayant un bord d'attaque et un bord de fuite, dans laquelle un rayon d'extrémité de soufflante de la soufflante est défini entre une ligne centrale du moteur et une extrémité la plus externe de chaque aube de soufflante au niveau de son bord d'attaque et un rayon de moyeu est défini entre la ligne centrale du moteur et une surface externe du moyeu au niveau de la position radiale du bord d'attaque de chaque aube de soufflante. Une température d'entrée de rotor de soufflante est définie comme une température moyenne de flux d'air à travers le bord d'attaque de chaque aube de soufflante dans des conditions de croisière et une température de sortie de rotor d'extrémité de soufflante est définie comme une température moyenne de flux d'air à travers une partie radialement externe de chaque aube de soufflante au niveau du bord de fuite dans des conditions de croisière, dans laquelle la partie radialement externe de chaque aube de soufflante est ou comprend la partie de chaque aube de soufflante à une distance de la ligne centrale du moteur supérieure au rayon de cœur. Un rapport du moyeu sur l'extrémité de soufflante :
est dans la plage allant de 0,2 à 0,285 ; et une élévation de température d'extrémité de soufflante :
est dans la plage allant de 1,11 à 1,05.
Pour atteindre un rendement propulsif élevé sans compromettre le rendement de transfert (façon dont l'énergie efficace est transférée du flux de cœur au flux de contournement), les inventeurs ont constaté qu'il faut une élévation de température relativement faible de la soufflante (et plus spécifiquement de l'extrémité de soufflante). Une élévation de température relativement faible de la soufflante peut indiquer que la soufflante peut assurer un haut rendement en termes de travail utile effectué par la soufflante, évitant notamment une perte d'énergie lorsque la température augmente à travers la soufflante par rapport à la compression isentropique idéale. Pour atteindre ce rendement propulsif élevé, en réduisant la combustion du carburant, une soufflante à flux élevé est souhaitée ; la soufflante est donc agencée pour avoir un faible rapport du moyeu sur l'extrémité pour augmenter ou maximiser la surface de flux de soufflante pour un diamètre donné.
Une conception de soufflante aérodynamique efficace peut donc être fournie pour permettre un rapport du moyeu sur l'extrémité relativement faible et une élévation de température de soufflante relativement faible. Un cycle de moteur est choisi pour faciliter l'élévation de température de soufflante restant dans la plage spécifiée dans des conditions de croisière. Une conception de soufflante aérodynamique efficace peut comprendre, par exemple, une ou plusieurs (i) corde(s) relativement large(s) avec un balayage relativement long, (ii) courbure(s) de surface d'aspiration relativement faible, et (iii) surface(s) de frottement relativement faible.
L'homme du métier comprendra que la consommation spécifique de carburant (SFC), la masse et la traînée se combinent pour donner la « combustion de carburant » d'un moteur installé. La réduction de l'élévation de température de l'extrémité de soufflante en dessous de la plage spécifiée ci-dessus peut nécessiter l'utilisation d'une soufflante trop importante pour atteindre un niveau de poussée requis, ce qui conduit à des contraintes d'installation et d'augmentation de poids indésirables et potentiellement à la remise en cause des avantages de combustion de carburant SFC dans la combustion globale du carburant du moteur lorsqu'il est installé sur un aéronef.
La réduction du rapport du moyeu sur l'extrémité en dessous de la plage spécifiée ci-dessus peut réduire de façon nuisible l'intensité de soufflante. L'homme du métier comprendra que la racine et le disque de soufflante sont conçus pour être suffisamment résistants pour supporter les extrémités des aubes de soufflante sous toutes les charges susceptibles d'être subies en fonctionnement.
En comparaison avec les conceptions de moteur de la technique antérieure, le moteur tel que décrit ici peut permettre un ou plusieurs d'une combustion de carburant réduite, d'un bruit réduit et d'une consommation spécifique de carburant (SFC) réduite. Il a été démontré que le faible rapport du moyeu sur l'extrémité, couplé à la faible élévation de température de l'extrémité de soufflante, assure une amélioration du rendement de combustion de carburant dans divers modes de réalisation.
Le rapport du moyeu sur l'extrémité de soufflante peut être dans la plage allant de 0,200 à 0,285, et éventuellement dans la plage allant de 0,24 à 0,27.
L'élévation de la température de l'extrémité de soufflante peut être égale à 1,1, et éventuellement égale à 1,11.
Le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre une nacelle entourant la soufflante et le cœur de moteur et définissant un conduit de contournement à l'extérieur du cœur de moteur. La température de sortie de rotor d'extrémité de soufflante et la température d'entrée de rotor de soufflante peuvent chacune fournir une température de flux d'air à travers la partie d'aube de soufflante dans un flux d'air de contournement prêt à entrer dans le conduit de contournement. La partie radialement externe de chaque aube de soufflante peut être, comprendre, ou former une partie principale de la portion de chaque aube de soufflante s'étendant à travers l'entrée du conduit de contournement.
Un rendement propulsif élevé peut être obtenu en ayant un moteur à faible poussée spécifique avec un faible rapport de pression de soufflante. Par exemple, un rapport de pression de soufflante est défini comme le rapport de la pression totale moyenne du flux d'air au niveau de la sortie de la soufflante sur la pression totale moyenne du flux d'air au niveau de l'entrée de la soufflante, et dans lequel, dans des conditions de croisière :
le rapport de pression de soufflante peut être dans la plage entre 1,2 et 1,45, et éventuellement
le rapport de pression de soufflante peut être dans la plage entre 1,35 et 1,43, et en outre éventuellement
le rapport de pression de soufflante peut être de 1,39.
La turbine peut être une première turbine, le compresseur un premier compresseur, et l'arbre de cœur un premier arbre de cœur. Le cœur de moteur peut comprendre en outre une deuxième turbine, un deuxième compresseur et un deuxième arbre de cœur reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur. La deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre de cœur peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que le premier arbre de cœur.
Le rapport de pression global (OPR) en croisière peut être supérieur à 40 et inférieur à 80, et éventuellement dans la plage allant de 45 à 55.
Selon un troisième aspect, un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz sur un aéronef est fourni, le moteur à turbine à gaz étant tel que défini dans l'un quelconque des deux aspects précédents, 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 que le rapport du moyeu sur l'extrémité de soufflante soit dans la plage allant de 0,2 à 0,285, et l'élévation de température de l'extrémité de soufflante soit dans la plage allant de 1,11 à 1,05.
Selon un quatrième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur, dans lequel une température de sortie du compresseur est définie comme une température moyenne de flux d'air au niveau de la sortie du compresseur, le cœur de moteur comprenant en outre un séparateur annulaire au niveau duquel le flux est divisé entre un flux de cœur qui s'écoule à travers le cœur de moteur et un flux de contournement qui s'écoule le long d'un conduit de contournement, et une soufflante située en amont du cœur de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante s’étendant à partir d'un moyeu, chaque aube de soufflante ayant un bord d'attaque et un bord de fuite. Des lignes de courant de stagnation autour de la circonférence du moteur, stagnant sur un bord d'attaque du séparateur annulaire, forment une surface de courant formant une limite radialement interne d'un tube de courant qui contient tout le flux de contournement. Chaque soufflante a une partie radialement externe se trouvant à l'intérieur du tube de courant qui contient le flux de contournement. Une température d'entrée de rotor de soufflante est définie comme une température moyenne de flux d'air à travers le bord d'attaque de chaque aube de soufflante dans des conditions de croisière et une température de sortie de rotor d'extrémité de soufflante est définie comme une température moyenne de flux d'air à travers une partie radialement externe de chaque aube de soufflante au niveau du bord de fuite dans des conditions de croisière. Une élévation de la température de l'extrémité de soufflante est définie comme :
Une élévation de la température de cœur est définie comme :
Un rapport d'élévation de la température du cœur sur l'extrémité de soufflante :
est dans la plage allant de 2,845 à 3,8.
Selon un cinquième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur, dans lequel une température de sortie de compresseur est définie comme une température moyenne de flux d'air au niveau de la sortie depuis le compresseur, le cœur de moteur ayant un rayon de cœur défini entre la ligne centrale du moteur et une extrémité la plus en avant du cœur de moteur ; et une soufflante située en amont du cœur de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante s'étendant à partir d'un moyeu, chaque aube de soufflante ayant un bord d'attaque et un bord de fuite. Une partie radialement externe de chaque aube de soufflante est ou comprend la partie de chaque aube de soufflante à une distance de la ligne centrale du moteur supérieure au rayon de cœur. Une température d'entrée de rotor de soufflante est définie comme une température moyenne de flux d'air à travers le bord d'attaque de chaque aube de soufflante dans des conditions de croisière et une température de sortie de rotor d'extrémité de soufflante est définie comme une température moyenne de flux d'air à travers une partie radialement externe de chaque aube de soufflante au niveau du bord de fuite dans des conditions de croisière. Une élévation de la température de l'extrémité de soufflante est définie comme :
Une élévation de la température de cœur est définie comme :
Un rapport d'élévation de la température du cœur sur l'extrémité de soufflante :
est dans la plage allant de 2,845 à 3,8.
L'homme du métier comprendra qu'un rendement propulsif élevé peut être obtenu en ayant un moteur à faible poussée spécifique avec un faible rapport de pression de soufflante. Pour y parvenir sans compromettre le rendement de transfert, il faut une faible élévation de température de l'extrémité de soufflante, ce qui réduit la perte d'énergie lorsque la température augmente à travers la soufflante par rapport à la compression isentropique idéale. Pour faciliter l'obtention d'une faible combustion de carburant, le moteur à turbine à gaz peut nécessiter un rendement thermique élevé. Cela peut être obtenu par une compression de cœur efficace qui est atteinte par une élévation élevée de la température du cœur.
Le rapport d'élévation de température du cœur sur l'extrémité de soufflante est donc relativement élevé en raison de l'élévation relativement élevée de la température de cœur et de l'élévation relativement faible de la température d'extrémité de soufflante. Le cycle du moteur peut être conçu en fonction de ces paramètres.
La réduction de l'élévation de température de l'extrémité de soufflante en dessous de la plage spécifiée ci-dessus peut nécessiter l'utilisation d'une soufflante trop importante, ce qui peut conduire à des contraintes d'installation et d'augmentation de poids indésirables et à la remise en cause des avantages de combustion de carburant.
L'augmentation de l'élévation de température du cœur au-delà de la plage spécifiée ci-dessus peut surchauffer des matériaux du moteur, et potentiellement fragiliser ou endommager le moteur, et/ou nécessiter davantage d'air de refroidissement et donc réduire ou remettre en cause tout avantage en termes de rendement.
En comparaison avec les conceptions de moteur connues, le moteur tel que décrit ici peut permettre un(e) ou plusieurs combustion(s) de carburant réduite, bruit(s) réduit(s), et/ou consommation(s) spécifique(s) de carburant réduite. La combinaison d'un niveau élevé d'élévation de température du cœur et d'une faible élévation de température d'extrémité de soufflante peut fournir une amélioration du rendement de combustion de carburant en combinant un meilleur rendement thermique et un meilleur rendement propulsif.
Le rapport d'élévation de température du cœur sur l'extrémité de soufflante peut être dans la plage allant de 2,845 à 3,800, et éventuellement dans la plage allant de 2,9 à 3,2.
L'élévation de température de l'extrémité de soufflante peut être dans la plage allant de 1,05 à 1,11.
L'élévation de température du cœur peut être dans la plage allant de 3,1 à 4,0, et éventuellement dans la plage allant de 3,3 à 3,5.
Le moteur peut comprendre en outre une nacelle entourant la soufflante et le cœur de moteur et définissant un conduit de contournement à l'extérieur du cœur de moteur. La température de sortie de rotor d'extrémité de soufflante et la température d'entrée de rotor de soufflante peuvent chacune fournir une température de flux d'air à travers la partie d'aube de soufflante dans un flux d'air de contournement prêt à entrer dans le conduit de contournement. La partie radialement externe de chaque aube de soufflante peut être, comprendre, ou former une partie principale de la portion de chaque aube de soufflante s'étendant à travers l'entrée du conduit de contournement.
Le moteur peut comprendre en outre plus d'un compresseur. Dans de tels modes de réalisation, la température de sortie du compresseur peut être mesurée ou définie au niveau de la sortie du compresseur ayant la plus haute pression.
Le rapport de pression global (OPR) en croisière peut être supérieur à 40 et inférieur à 80, et éventuellement dans la plage allant de 45 à 55.
La turbine peut être une première turbine, le compresseur un premier compresseur, et l'arbre de cœur un premier arbre de cœur. Le cœur de moteur peut comprendre en outre une deuxième turbine, un deuxième compresseur et un deuxième arbre de cœur reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur. La deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre de cœur peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que le premier arbre de cœur.
Selon un sixième aspect, un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz sur un aéronef est fourni, le moteur à turbine à gaz étant tel que défini dans l'un quelconque des deux aspects précédents, 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 que le rapport d'élévation de température du cœur sur l'extrémité de soufflante soit dans la plage allant de 2,845 à 3,8.
Selon un septième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni comprenant un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur, et une soufflante située en amont du cœur de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante s'étendant à partir d'un moyeu, chaque aube de soufflante ayant un bord d'attaque et un bord de fuite. Une température de sortie du compresseur est définie comme une température moyenne de flux d'air au niveau de la sortie du compresseur dans des conditions de croisière et une température d'entrée de cœur est définie comme une température moyenne de flux d'air entrant dans le cœur de moteur dans des conditions de croisière, et une élévation de température du compresseur de cœur est définie comme :
Le cœur de moteur comprend en outre un séparateur annulaire au niveau duquel le flux est divisé entre un flux de cœur qui s'écoule à travers le cœur de moteur, et un flux de contournement qui s'écoule le long d'un conduit de contournement. Des lignes de courant de stagnation autour de la circonférence du moteur, stagnant sur un bord d'attaque du séparateur annulaire, forment une surface de courant formant une limite radialement interne d'un tube de courant qui contient tout le flux de contournement. Chaque aube de soufflante a une partie radialement externe se trouvant à l'intérieur du tube de courant qui contient le flux de contournement. Une température d'entrée de rotor de soufflante est définie comme une température moyenne de flux d'air à travers le bord d'attaque de chaque aube de soufflante dans des conditions de croisière et une température de sortie de rotor d'extrémité de soufflante est définie comme une température moyenne de flux d'air à travers la partie radialement externe de chaque aube de soufflante au niveau du bord de fuite dans des conditions de croisière. Une élévation de la température de l'extrémité de soufflante est définie comme :
Un rapport d'élévation de la température du compresseur de cœur sur l'extrémité de soufflante :
est dans la plage allant de 2,67 à 3,8.
Selon un huitième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni comprenant ayant un cœur de moteur ayant un rayon de cœur défini entre la ligne centrale du moteur et une extrémité la plus en avant du cœur de moteur, dans lequel le cœur de moteur comprend une turbine, un compresseur, et un arbre de moteur reliant la turbine au compresseur, le moteur comprenant en outre une soufflante située en amont du cœur de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante s'étendant à partir d'un moyeu, chaque aube de soufflante ayant un bord d'attaque et un bord de fuite, dans lequel une partie radialement externe de chaque aube de soufflante est ou comprend la partie de chaque aube de soufflante à une distance de la ligne centrale du moteur supérieure au rayon de cœur. Une température de sortie du compresseur est définie comme une température moyenne de flux d'air au niveau de la sortie du compresseur dans des conditions de croisière et une température d'entrée de cœur est définie comme une température moyenne de flux d'air entrant dans le cœur de moteur dans des conditions de croisière, et une élévation de température du compresseur de cœur est définie comme :
Une température d'entrée de rotor de soufflante est définie comme une température moyenne de flux d'air à travers le bord d'attaque de chaque aube de soufflante dans des conditions de croisière et une température de sortie de rotor d'extrémité de soufflante est définie comme une température moyenne de flux d'air à travers la partie radialement externe de chaque aube de soufflante au niveau du bord de fuite dans des conditions de croisière et une élévation de température d'extrémité de soufflante est définie comme :
Un rapport d'élévation de la température du compresseur de cœur sur l'extrémité de soufflante :
est dans la plage allant de 2,67 à 3,8.
Comme exposé ci-dessus pour des aspects précédents, un rendement propulsif élevé et un rendement de transfert élevé peuvent être atteints en ayant un moteur à faible poussée spécifique avec un faible rapport de pression de soufflante et une faible élévation de température d'extrémité de soufflante. Pour assurer une faible combustion de carburant avec ce rendement propulsif élevé, un rendement thermique élevé du moteur est également souhaitable. Le rendement thermique élevé peut être assuré par une élévation importante de la température du compresseur de cœur avec un niveau élevé de compression de cœur efficace.
L'élévation de température du compresseur de cœur est mesurée à travers le ou les compresseurs de cœur uniquement, et non à travers l'aube de soufflante (par opposition, la variation de température à travers la racine de soufflante est incluse dans l'élévation de température du cœur abordée dans les aspects précédents).
Le rapport d'élévation de température du compresseur de cœur sur l'extrémité de soufflante est donc relativement élevé en raison de l'élévation relativement élevée de la température du compresseur de cœur et de l'élévation relativement faible de la température de soufflante. Le cycle du moteur peut être conçu en fonction de ces paramètres.
La réduction de l'élévation de température de l'extrémité de soufflante en dessous de la plage spécifiée ci-dessus peut nécessiter l'utilisation d'une soufflante trop importante, ce qui peut conduire à des contraintes d'installation et d'augmentation de poids indésirables et à la réduction ou à la remise en cause des avantages en matière de combustion de carburant.
L'augmentation de l'élévation de température du compresseur de cœur au-delà de la plage spécifiée ci-dessus peut surchauffer des matériaux du moteur, et potentiellement fragiliser ou endommager le moteur, et/ou nécessiter davantage d'air de refroidissement et donc réduire ou remettre en cause tout avantage en termes de rendement.
En comparaison avec les conceptions de moteur de la technique antérieure, le moteur tel que décrit ici peut permettre un ou plusieurs d'une combustion de carburant réduite, d'un bruit réduit, et/ou d'une consommation spécifique de carburant réduite. La combinaison de l'élévation importante de température du compresseur de cœur et d'une faible élévation de température d'extrémité de soufflante peut fournir une amélioration du rendement de combustion de carburant en combinant un meilleur rendement thermique et un meilleur rendement propulsif.
Le rapport d'élévation de température du compresseur de cœur sur l'extrémité de soufflante peut être dans la plage allant de 2,67 à 3,7, et éventuellement dans la plage allant de 2,80 à 2,95.
L'élévation de température de l'extrémité de soufflante peut être dans la plage allant de 1,05 à 1,11.
L'élévation de température du compresseur de cœur peut être dans la plage allant de 2,9 à 4,0, et éventuellement dans la plage allant de 3,1 à 3,3.
Le moteur peut comprendre en outre une nacelle entourant la soufflante et le cœur de moteur et définissant un conduit de contournement à l'extérieur du cœur de moteur. La température de sortie de rotor d'extrémité de soufflante et la température d'entrée de rotor de soufflante peuvent chacune fournir une température de flux d'air à travers la partie d'aube de soufflante dans un flux d'air de contournement prêt à entrer dans le conduit de contournement. La partie radialement externe de chaque aube de soufflante peut être, comprendre, ou former une partie principale de la portion de chaque aube de soufflante s'étendant à travers l'entrée du conduit de contournement.
Le moteur peut comprendre en outre plus d'un compresseur. Dans de tels modes de réalisation, la température de sortie du compresseur peut être mesurée ou définie au niveau de la sortie du compresseur ayant la plus haute pression.
Le cœur de moteur peut comprendre un carter de cœur agencé pour séparer un flux d'air de cœur à l'intérieur du carter d'un flux d'air de contournement à l'extérieur du carter. La température d'entrée du cœur peut être :
(i) la température du flux d'air de cœur au niveau de la position radiale du point le plus en avant du carter de cœur ;
(ii) la température du flux d'air de cœur au niveau de la position radiale du bord d'attaque du rotor ou du stator le plus en avant du compresseur (de plus basse pression) ; et/ou
(iii) la température du flux d'air à travers le bord de fuite d'une partie radialement interne de chaque aube de soufflante, le flux d'air à travers la partie radialement interne de chaque aube de soufflante étant agencé pour fournir le flux d'air de cœur. Les températures (i) à (iii) peuvent être au moins sensiblement égales.
Le rapport de pression global (OPR) en croisière peut être supérieur à 40 et inférieur à 80, et éventuellement dans la plage allant de 45 à 55.
La turbine peut être une deuxième turbine, le compresseur un deuxième compresseur, et l'arbre de cœur un deuxième arbre de cœur. Le cœur de moteur peut comprendre en outre une première turbine, un premier compresseur, et un premier arbre de cœur reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur. La deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre de cœur peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que le premier arbre de cœur.
Un rapport d'élévation de la température du cœur sur l'extrémité de soufflante :
tel que défini pour les quatrième à sixième aspects, peut être dans la plage allant de 2,845 à 3,8, et les caractéristiques optionnelles décrites pour ces aspects peuvent également s'appliquer aux septième et huitième aspects.
Selon un neuvième aspect, un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz sur un aéronef est fourni, le moteur à turbine à gaz étant tel que défini dans les septième ou huitième aspects, 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 que le rapport d'élévation de température du compresseur de cœur à l'extrémité de soufflante soit dans la plage allant de 2,67 à 3,8.
Le procédé peut en outre comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz pour fournir une propulsion dans des conditions de croisière de telle sorte qu'un rapport d'élévation de température du cœur sur l'extrémité de soufflante tel que défini pour les quatrième à sixième aspects puisse être dans la plage allant de 2,845 à 3,8, et les caractéristiques optionnelles décrites pour ces aspects peuvent également s'appliquer au neuvième aspect.
Selon un dixième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni comprenant un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur, et une soufflante située en amont du cœur de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante s'étendant à partir d'un moyeu, chaque aube de soufflante ayant un bord d'attaque et un bord de fuite. Une température de sortie du compresseur est définie comme une température moyenne de flux d'air au niveau de la sortie du compresseur dans des conditions de croisière et une température d'entrée de cœur est définie comme une température moyenne de flux d'air entrant dans le cœur de moteur dans des conditions de croisière. Une élévation de la température du compresseur de cœur est définie comme :
Une température d'entrée de rotor de soufflante est définie comme une température moyenne de flux d'air à travers le bord d'attaque de chaque aube de soufflante dans des conditions de croisière, et une élévation de température de racine de soufflante est définie comme :
Un rapport d'élévation de la température du compresseur de cœur sur la racine de soufflante :
est dans la plage allant de 2,76 à 4,1.
Comme abordé ci-dessus, un rendement propulsif élevé peut être obtenu en ayant un moteur à faible poussée spécifique avec un faible rapport de pression de soufflante. Les mêmes considérations de combustion de carburant telles qu'abordées par rapport aux aspects décrits ci-dessus peuvent également s'appliquer.
Les inventeurs ont constaté que l'agencement du moteur de telle sorte que l'élévation de température à travers le ou les compresseurs de cœur soit supérieure à celle à travers la racine de soufflante peut faciliter l'obtention d'un moteur à turbine à gaz à faible combustion de carburant tout en maintenant le fonctionnement de la soufflante. La majorité de l'élévation de température du cœur peut donc se produire à travers le ou les compresseurs plutôt qu'à travers la racine de soufflante.
L'élévation de température de la racine de soufflante est mesurée à travers la partie interne des aubes de soufflante, pour le flux de gaz entrant dans le cœur, et non à travers les parties externes des aubes de soufflante, pour le flux de gaz entrant dans le conduit de contournement, comme cela est fait pour l'élévation de température de l'extrémité de soufflante décrite dans les aspects précédents.
Dans certains modes de réalisation, il peut n'y avoir aucun changement de température à travers la racine de soufflante de telle sorte que l'élévation de température de la racine de soufflante soit égale à un. Comme la température ne diminue pas à travers la racine de soufflante en fonctionnement normal, la valeur la plus basse pour le dénominateur du rapport d'élévation de température du compresseur de cœur sur la racine de soufflante est donc de un, rendant la valeur du rapport d'élévation de température du compresseur de cœur sur la racine de soufflante égale à l'élévation en température du compresseur de cœur. L'obtention d'une élévation de température du compresseur de cœur supérieure à 4,1 n'est pas attendue avec tous les matériaux aérospatiaux actuels, car des températures plus élevées peuvent fragiliser ou endommager le moteur, et/ou nécessiter davantage d'air de refroidissement et donc remettre en cause tout avantage en matière de rendement.
Le rapport d'élévation de température du compresseur de cœur sur la racine de soufflante est donc relativement élevé en raison de l'élévation relativement élevée de la température du compresseur de cœur et du changement relativement faible de la température à travers la racine de soufflante. Le cycle du moteur peut être conçu en fonction de ces paramètres. La courbure de la racine de soufflante peut être choisie pour fournir une faible élévation de température de la racine de soufflante.
En comparaison avec les conceptions de moteur connues, le moteur tel que décrit ici peut permettre un(e) ou plusieurs combustion(s) de carburant réduite, bruit(s) réduit(s), et/ou consommation(s) spécifique(s) de carburant réduite. La combinaison de l'élévation importante de température du compresseur de cœur et d'une faible élévation de température de la racine de soufflante peut fournir une amélioration du rendement de combustion de carburant en combinant un meilleur rendement thermique et un meilleur rendement propulsif.
Le rapport d'élévation de température du compresseur de cœur sur la racine de soufflante peut être dans la plage allant de 2,76 à 4,10, et éventuellement dans la plage allant de 2,8 à 3,2.
L'élévation de température de la racine de soufflante peut être dans la plage allant de 1,03 à 1,09.
L'élévation de température du compresseur de cœur peut être dans la plage allant de 2,9 à 4,0, et éventuellement dans la plage allant de 3,1 à 3,3.
Le cœur de moteur peut avoir un rayon de cœur défini entre la ligne centrale du moteur et une extrémité la plus en avant du cœur de moteur et la température d'entrée du rotor de soufflante peut être définie comme la température moyenne du flux d'air à travers une partie radialement interne du bord d'attaque de chaque aube de soufflante dans des conditions de croisière. La partie radialement externe de chaque aube de soufflante peut être, former majoritairement -, ou comprendre la partie de chaque aube de soufflante à une distance de la ligne centrale du moteur inférieure au rayon de cœur.
Le moteur peut comprendre en outre plus d'un compresseur. Dans de tels modes de réalisation, la température de sortie du compresseur peut être mesurée au niveau de la sortie du compresseur ayant la plus haute pression.
Le cœur de moteur peut comprendre un carter de cœur agencé pour séparer un flux d'air de cœur à l'intérieur du carter à partir d'un flux d'air de contournement à l'extérieur du carter. La température d'entrée du cœur peut être l'une ou plusieurs de :
(i) la température du flux d'air de cœur au niveau de la position radiale du point le plus en avant du carter de cœur ;
(ii) la température du flux d'air de cœur au niveau de la position radiale du bord d'attaque du rotor ou du stator le plus en avant du compresseur (de plus basse pression) ; et/ou
(iii) la température du flux d'air à travers le bord de fuite d'une partie radialement interne de chaque aube de soufflante, le flux d'air à travers la partie radialement interne de chaque aube de soufflante étant agencé pour fournir le flux d'air de cœur.
Le cœur de moteur peut comprendre en outre un séparateur annulaire au niveau duquel le flux est divisé entre un flux de cœur qui s'écoule à travers le cœur de moteur, et un flux de contournement qui s'écoule le long d'un conduit de contournement. Des lignes de courant de stagnation autour de la circonférence du moteur, stagnant sur un bord d'attaque du séparateur annulaire, peuvent former une surface de courant formant une limite radialement externe d'un tube de courant qui contient tout le flux de cœur. Chaque aube de soufflante peut avoir une partie radialement interne se trouvant à l'intérieur du tube de courant qui contient le flux de cœur. La température d'entrée du cœur peut être définie comme une température moyenne de flux d'air à travers le bord de fuite de la partie radialement interne de chaque aube de soufflante dans des conditions de croisière.
La courbure de la portion de racine de chaque aube de soufflante peut être inférieure à la courbure à travers la partie d'extrémité de l'aube, par exemple être comprise entre 40 % et 60 % de moins, et éventuellement de l'ordre de 50 % de moins. La partie de racine peut être la partie radialement interne de l'aube telle que décrite ici, et la partie d'extrémité peut être la partie radialement externe de l'aube telle que décrite ici.
Le rapport de pression global (OPR) en croisière peut être supérieur à 40 et inférieur à 80, et éventuellement dans la plage allant de 45 à 55.
La turbine peut être une deuxième turbine, le compresseur un deuxième compresseur, et l'arbre de cœur un deuxième arbre de cœur. Le cœur de moteur peut comprendre en outre une première turbine, un premier compresseur, et un premier arbre de cœur reliant la première turbine au premier compresseur. La deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre de cœur peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que le premier arbre de cœur.
Un rapport d'élévation de la température du cœur sur l'extrémité de soufflante :
tel que défini pour les quatrième à sixième aspects, peut être dans la plage allant de 2,845 à 3,8, et les caractéristiques optionnelles décrites pour ces aspects peuvent également s'appliquer aux septième et huitième aspects.
Un rapport d'élévation de la température du compresseur de cœur sur l'extrémité de soufflante :
tel que défini pour les septième à neuvième aspects, peut-être dans la plage allant de 2,845 à 3,8, et les caractéristiques optionnelles décrites pour ces aspects peuvent également s'appliquer au dixième aspect.
Selon un onzième aspect, un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz sur un aéronef est fourni, le moteur à turbine à gaz étant tel que défini dans le dixième aspect, 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 que le rapport d'élévation de température du compresseur de cœur sur la racine de soufflante soit dans la plage allant de 2,76 à 4,1.
Le procédé peut en outre comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz pour fournir une propulsion dans des conditions de croisière de telle sorte qu'un rapport d'élévation de température du cœur sur l'extrémité de soufflante tel que défini pour les quatrième à sixième aspects puisse être dans la plage allant de 2,845 à 3,8, et les caractéristiques optionnelles décrites pour ces aspects peuvent également s'appliquer au onzième aspect.
Le procédé peut en outre comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz pour fournir une propulsion dans des conditions de croisière de telle sorte qu'un rapport d'élévation de température du compresseur de cœur sur l'extrémité de soufflante tel que défini dans les septième à neuvième aspects soit dans la plage allant de 2,67 à 3,8, et les caractéristiques optionnelles décrites pour ces aspects peuvent également s'appliquer au onzième aspect.
Selon un douzième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni comprenant : un cœur de moteur comprenant une première turbine, un premier compresseur, et un premier arbre de cœur reliant la première turbine au premier compresseur ; et une deuxième turbine, un deuxième compresseur, et un deuxième arbre de cœur reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur, la deuxième turbine étant une turbine de plus grande pression que la première turbine et le deuxième compresseur étant un compresseur de plus grande pression que le premier compresseur, le cœur de moteur comprenant en outre un séparateur annulaire au niveau duquel le flux est divisé entre un flux de cœur qui s'écoule à travers le cœur de moteur, et un flux de contournement qui s'écoule le long d'un conduit de contournement, dans lequel des lignes de courant de stagnation autour de la circonférence du moteur, stagnant sur un bord d'attaque du séparateur annulaire, forment une surface de courant formant une limite radialement interne d'un tube de courant qui contient tout le flux de contournement ; et une soufflante située en amont du cœur de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante s'étendant à partir d'un moyeu, chaque aube de soufflante ayant un bord d'attaque et un bord de fuite, chaque aube de soufflante ayant une partie radialement externe se trouvant à l'intérieur du tube de courant qui contient le flux de contournement. Une température d'entrée de première turbine est définie comme une température moyenne de flux d'air au niveau de l'entrée de la première turbine dans des conditions de croisière et une température de sortie de première turbine est définie comme une température moyenne de flux d'air au niveau de la sortie de la première turbine dans des conditions de croisière, et un changement de température de turbine basse pression est défini comme :
Une température d'entrée de rotor de soufflante est définie comme une température moyenne de flux d'air à travers le bord d'attaque de chaque aube de soufflante dans des conditions de croisière et une température de sortie de rotor d'extrémité de soufflante est définie comme une température moyenne de flux d'air à travers la partie radialement externe de chaque aube de soufflante au niveau du bord de fuite dans des conditions de croisière et une élévation de température d'extrémité de soufflante est définie comme :
Un rapport de changement de température de la turbine sur l'extrémité de soufflante :
est dans la plage allant de 1,46 à 2,0.
Selon un treizième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni comprenant : un cœur de moteur ayant un rayon de cœur défini entre la ligne centrale du moteur et une extrémité la plus en avant du cœur de moteur, le cœur de moteur comprenant une première turbine, un premier compresseur, et un premier arbre de cœur reliant la première turbine au premier compresseur ; et une deuxième turbine, un deuxième compresseur, et un deuxième arbre de cœur reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur, la deuxième turbine étant une turbine de pression plus élevée que la première turbine et le deuxième compresseur étant un compresseur de pression plus élevée que le premier compresseur, et une soufflante située en amont du cœur de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante s'étendant à partir d'un moyeu, chaque aube de soufflante ayant un bord d'attaque et un bord de fuite, chaque aube de soufflante ayant une partie radialement externe définie comme la partie de chaque aube de soufflante à une distance de la ligne centrale du moteur supérieure au rayon de cœur. Une température d'entrée de première turbine est définie comme une température moyenne de flux d'air au niveau de l'entrée de la première turbine dans des conditions de croisière et une température de sortie de première turbine est définie comme une température moyenne de flux d'air au niveau de la sortie de la première turbine dans des conditions de croisière, et un changement de température de turbine basse pression est défini comme :
Une température d'entrée de rotor de soufflante est définie comme une température moyenne de flux d'air à travers le bord d'attaque de chaque aube de soufflante dans des conditions de croisière, et une température de sortie de rotor d'extrémité de soufflante est définie comme une température moyenne de flux d'air à travers la partie radialement externe de chaque aube de soufflante au niveau du bord de fuite dans des conditions de croisière. Une élévation de la température de l'extrémité de soufflante est définie comme :
et un rapport de changement de température de la turbine sur l'extrémité de soufflante :
est dans la plage allant de 1,46 à 2,0.
Pour atteindre un rendement propulsif élevé sans compromettre le rendement de transfert (façon dont l'énergie efficace est transférée du flux de cœur au flux de contournement), les inventeurs ont constaté qu'il faut une faible élévation de température de l'extrémité de soufflante telle que décrite ci-dessus.
Les inventeurs ont constaté que la conception du moteur pour avoir un changement de température relativement important sur la ou les turbines basse pression peut permettre d'extraire plus efficacement davantage de travail. L'augmentation ou l’optimisation du changement de température à travers la turbine basse pression peut donc offrir divers avantages. L'homme du métier comprendra que le changement de température à travers la ou les turbines, de l'avant vers l'arrière, est généralement une chute de température : un changement de température plus grand ou plus important est donc une plus grande chute ou baisse de température (une plus grande amplitude de changement), qui peut être vue comme un changement de température plus négatif (par rapport aux élévations de température abordées ailleurs).
Le rapport de changement de température de la turbine sur l'extrémité de soufflante est donc relativement élevé en raison du changement relativement élevé de la température de la turbine basse pression et du changement relativement faible de température de l'extrémité de soufflante. Le cycle du moteur peut être conçu en fonction de ces paramètres.
En comparaison avec les conceptions de moteur connues, le moteur tel que décrit ici peut permettre un ou plusieurs d'une combustion de carburant réduite, d'un bruit réduit, et/ou d'une consommation spécifique de carburant réduite. Les moteurs selon cet aspect peuvent avoir un rendement de transfert élevé dû à l'extraction efficace de travail du flux de cœur à l'aide de la turbine basse pression, et à son application à l'aide d'une soufflante efficace à faible élévation de température.
Le rapport de changement de température de la turbine sur l'extrémité de soufflante peut être dans la plage allant de 1,5 à 1,8.
L'élévation de température de l'extrémité de soufflante peut être dans la plage allant de 1,05 à 1,1, et éventuellement être égale à 1,11.
Le changement de température de la turbine basse pression peut être dans la plage allant de 1,6 à 1,85, et éventuellement dans la plage allant de 1,65 à 1,8.
Le moteur peut comprendre plus de deux turbines. Dans de tels modes de réalisation, la turbine de plus grande pression du moteur peut être choisie comme deuxième turbine et la turbine de plus basse pression du moteur peut être choisie comme première turbine.
Le rapport de pression global (OPR) en croisière peut être supérieur à 40 et inférieur à 80, et éventuellement dans la plage allant de 45 à 55.
La première turbine (basse pression) peut avoir quatre étages de rotor ou plus.
Selon un quatorzième aspect, un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz sur un aéronef est fourni, le moteur à turbine à gaz étant tel que défini dans les douzième à treizième aspects, 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 que le rapport de changement de température de la turbine sur l'extrémité de soufflante soit dans la plage allant de 1,46 à 2,0.
Selon un quinzième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni comprenant : un cœur de moteur comprenant une première turbine, un premier compresseur, et un premier arbre de cœur reliant la première turbine au premier compresseur ; et une deuxième turbine, un deuxième compresseur, et un deuxième arbre de cœur reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur, la deuxième turbine étant une turbine de pression plus élevée que la première turbine et le deuxième compresseur étant un compresseur de pression plus élevée que le premier compresseur, et une soufflante située en amont du cœur de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante s'étendant à partir d'un moyeu, et dans lequel une température d'entrée de deuxième turbine est définie comme une température moyenne de flux d'air au niveau de l'entrée de la deuxième turbine dans des conditions de croisière, une température d'entrée de première turbine est définie comme une température moyenne d’un flux d'air au niveau de l'entrée de la première turbine dans des conditions de croisière, une température de sortie de deuxième turbine est définie comme une température moyenne d’un flux d'air au niveau de la sortie de la deuxième turbine dans des conditions de croisière, et une température de sortie de première turbine est définie comme une température moyenne d’un flux d'air au niveau de la sortie de la première turbine dans des conditions de croisière et dans lequel un changement de température de la turbine basse pression est défini comme :
un changement de température de la turbine haute pression est défini comme :
Un rapport de changement de température de la turbine basse pression sur la turbine haute pression :
est dans la plage allant de 1,09 à 1,25.
Les inventeurs ont constaté que, pour réduire la combustion de carburant dans un moteur à turbine à gaz (éventuellement à engrenages) à deux turbines, il existe un niveau et une séparation optimum de l'élévation de température et du travail entre les deux turbines. Dans un tel moteur à deux turbines, la première turbine peut être une turbine basse pression et être agencée pour entraîner un arbre de cœur, et ainsi pour entraîner la soufflante (éventuellement via un réducteur) ; la deuxième turbine peut être une turbine de plus haute pression et peut être reliée à un deuxième arbre de cœur différent. La turbine haute pression peut être remplacée par plusieurs turbines dans certains modes de réalisation.
Pour réduire la combustion de carburant, et éventuellement réduire ou minimiser la taille du cœur, et/ou augmenter ou maximiser le rendement thermique à travers la turbine haute pression, les inventeurs ont constaté qu'un changement de température relativement faible sur la turbine haute pression est bénéfique.
Comme la soufflante dans un turboréacteur à double flux à rapport de contournement élevé génère généralement la majeure partie de la poussée, les inventeurs ont compris que l'efficacité du transfert d'énergie de la turbine basse pression à la soufflante doit être améliorée, et que l'augmentation ou la maximisation de la perte/du changement de température à travers la ou les turbines basse pression (LPT) peut donc être bénéfique, étant donné que la LPT dans un moteur à engrenages est généralement plus efficace que la turbine haute pression (HPT). Le changement de température à travers la LPT est donc plus important que celui dans la HPT.
Le rapport de changement de température de la turbine basse pression sur la turbine haute pression est donc relativement élevé en raison du changement relativement élevé de la température de la turbine basse pression et du changement relativement faible de la température de la turbine haute pression. Le cycle du moteur peut être conçu en fonction de ces paramètres.
En comparaison avec les conceptions de moteur connues, le moteur tel que décrit ici peut permettre un ou plusieurs d'une combustion de carburant réduite, d'un bruit réduit, et/ou d'une consommation spécifique de carburant réduite.
Une combustion réduite de carburant peut donc être obtenue grâce à une combinaison d'un rendement thermique relativement élevé grâce à la charge améliorée des turbines et d'un rendement de transfert relativement élevé grâce à la charge améliorée de la LPT et à l'augmentation du changement de température à travers celle-ci.
Le rapport de changement de température de la turbine basse pression à la turbine haute pression peut être dans la plage allant de 1,10 à 1,25.
Le changement de température de la turbine basse pression peut être dans la plage allant de 1,6 à 1,85, et éventuellement dans la plage allant de 1,65 à 1,8.
Le changement de température de la turbine haute pression peut être dans la plage allant de 1,40 à 1,55, et éventuellement dans la plage allant de 1,44 à 1,52.
La première turbine peut être agencée pour recevoir un flux d'air provenant de la sortie de la deuxième turbine, de telle sorte que la température d'entrée de la première turbine puisse être au moins sensiblement égale à la température de sortie de la deuxième turbine (par exemple, en annulant l'effet de tout air de refroidissement ou similaires introduit entre les deux).
Le moteur peut comprendre plus de deux turbines. La turbine de plus grande pression du moteur peut être choisie comme deuxième turbine et la turbine de plus basse pression du moteur peut être choisie comme première turbine dans de tels modes de réalisation.
Le moteur peut comprendre :
(i) un total de deux turbines, et la température d'entrée de la première turbine peut être au moins sensiblement égale à la température de sortie de la deuxième turbine dans de tels modes de réalisation ; ou
(ii) plus de deux turbines, et le changement de température de la turbine haute pression peut fournir une mesure du changement de température à travers toutes les turbines à l'exception de la turbine basse pression dans de tels modes de réalisation.
Le rapport de pression global (OPR) en croisière peut être supérieur à 40 et inférieur à 80, et éventuellement dans la plage allant de 45 à 55.
La première turbine (basse pression) peut comprendre au moins quatre étages de rotor.
Un rapport de changement de température de la turbine sur l'extrémité de soufflante :
tel que défini dans les douzième, treizième et quatorzième aspects peut être dans la plage allant de 1,46 à 2,0. Les caractéristiques optionnelles décrites par rapport à ces aspects peuvent également s'appliquer au quinzième aspect.
Selon un seizième aspect, un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz sur un aéronef est fourni, le moteur à turbine à gaz étant tel que défini dans le quinzième aspect, 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 que le rapport de changement de température de la turbine basse pression sur la turbine haute pression soit dans la plage allant de 1,09 à 1,30.
Le procédé peut comprendre en outre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz pour fournir une propulsion dans des conditions de croisière de telle sorte que le rapport de changement de température de la turbine sur l'extrémité de soufflante tel que défini dans les douzième, treizième et quatorzième aspects puisse être dans la plage allant de 1,46 à 2,0. Les caractéristiques optionnelles décrites par rapport à ces aspects peuvent également s'appliquer au seizième aspect.
Dans l'un quelconque des aspects décrits ci-dessus, une ou plusieurs des caractéristiques suivantes peuvent s'appliquer :
Une poussée spécifique du moteur dans des conditions de croisière, définie comme la poussée de moteur nette divisée par le débit massique à travers le moteur, peut-être dans la plage allant de 50 à 100 Nkg-1s, et éventuellement inférieure à 90 Nkg-1s.
Un débit massique quasi-non-dimensionnel Q peut être défini comme :
où :
W est le débit massique à travers la soufflante en Kg/s ;
T0est la température moyenne de stagnation de l'air au niveau de la face de soufflante en Kelvin ;
P0est la pression moyenne de stagnation de l'air au niveau de la face de soufflante en Pa ;
Asoufflanteest la surface de la face de soufflante en m2;
Q peut avoir une valeur dans la plage allant de 0,025 à 0,038 Kgs-1N-1K1/2dans des conditions de croisière, et éventuellement dans la plage allant de 0,031 à 0,036 Kgs-1N-1K1/2. Q peut avoir une valeur inférieure ou égale à 0,035 Kgs-1-1K1/2dans des conditions de croisière.
Une charge d'extrémité de soufflante dans des conditions de croisière peut être définie comme dH/Uextrémité 2, où dH est l'augmentation d'enthalpie à travers la soufflante et Uextrémitéest la vitesse (de translation) de l'extrémité de soufflante est dans la plage allant de 0,25 à 0,4, et éventuellement de 0,28 à 0,34, et dans laquelle en outre éventuellement la charge d'extrémité de soufflante prend une valeur dans la plage allant de 0,29 à 0,31 dans des conditions de croisière.
Les conditions de croisière peuvent signifier les conditions à mi-croisière d'un aéronef auquel le moteur est fixé, et peuvent éventuellement signifier les conditions subies par l'aéronef et le moteur au point médian entre la fin de la montée et le début de la descente.
La vitesse d’avancement du moteur à turbine à gaz dans des conditions de croisière peut être dans la plage de Mn 0,75 à Mn 0,85, et, éventuellement, la vitesse d’avancement du moteur à turbine à gaz dans des conditions de croisière peut être de Mn 0,8.
Les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques définies par l'atmosphère standard dite en anglais « International Standard Atmosphere » (ISA) - à une altitude de 11 582 m et un nombre de Mach d’avancement de 0,8. Alternativement, les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques définies par l'atmosphère standard dite en anglais « International Standard Atmosphere » (ISA) à une altitude de 10 668 m et un nombre de Mach d’avancement de 0,85. Les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques à une altitude qui est dans la plage allant de 10 500 m à 11 600 m, et éventuellement à une altitude de 11 000 m.
Le rayon d'extrémité de soufflante peut être dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, éventuellement 120 à 140cm ; ou dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, éventuellement 165 à 190cm.
Le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre un réducteur qui reçoit une entrée d'un arbre de cœur et délivre un entraînement à la soufflante de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l'arbre de cœur. Éventuellement, le réducteur peut avoir un rapport d'engrenage dans la plage allant de 3,2 à 5, et éventuellement dans la plage allant de 3,2 à 3,8.
Comme noté ailleurs dans la présente description, la présente description peut concerner un moteur à turbine à gaz. Un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur. Un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante (ayant des aubes de soufflante) située en amont du cœur de moteur.
Les agencements de la présente description peuvent être particulièrement, bien que non exclusivement, bénéfiques pour des soufflantes entraînées par le biais d'un réducteur. En conséquence, le moteur à turbine à gaz peut comprendre un réducteur qui reçoit une entrée de l'arbre de cœur et délivre un entraînement à la soufflante de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l'arbre de cœur. L'entrée vers le réducteur peut être directement à partir de l'arbre de cœur, ou indirectement à partir de l'arbre de cœur, par exemple par l'intermédiaire d'un arbre et/ou engrenage droits. L'arbre de cœur peut solidariser la turbine et le compresseur, de telle sorte que la turbine et le compresseur tournent à la même vitesse (avec la soufflante tournant à une vitesse plus basse).
Le moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n'importe quelle architecture générale appropriée. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut avoir n'importe quel nombre souhaité d'arbres qui relient des turbines et des compresseurs, par exemple un, deux ou trois arbres. À titre d'exemple uniquement, la turbine reliée à l'arbre de cœur peut être une première turbine, le compresseur relié à l'arbre de cœur peut être un premier compresseur, et l'arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur. Le cœur de moteur peut comprendre en outre une deuxième turbine, un deuxième compresseur et un deuxième arbre de cœur reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur. La deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre de cœur peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que le premier arbre de cœur.
Dans un tel agencement, le deuxième compresseur peut être positionné axialement en aval du premier compresseur. Le deuxième compresseur peut être agencé pour recevoir (par exemple recevoir directement, par exemple par l'intermédiaire d'un conduit généralement annulaire) un flux depuis le premier compresseur.
Le réducteur peut être agencé pour être entraîné par l'arbre de cœur qui est configuré pour tourner (par exemple en cours d'utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple le premier arbre de cœur dans l'exemple ci-dessus). Par exemple, le réducteur peut être agencé pour être entraîné uniquement par l'arbre de cœur qui est configuré pour tourner (par exemple en cours d'utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple être uniquement le premier arbre de cœur, et non le deuxième arbre de cœur, dans l'exemple ci-dessus). En variante, le réducteur peut être agencé pour être entraîné par n'importe quel ou n'importe quels arbre(s), par exemple les premier et/ou deuxième arbres dans l'exemple ci-dessus.
Le réducteur peut être une boîte de réduction (en cela que la sortie vers la soufflante présente une vitesse de rotation inférieure à l'entrée depuis l'arbre de cœur). N'importe quel type de réducteur peut être utilisé. Par exemple, le réducteur peut être un réducteur « planétaire » ou « en étoile », tel que décrit d'une manière plus détaillée ailleurs dans le présent document. Le réducteur 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 supérieur à 2,5, par exemple dans la plage de 3 à 4,2 ou de 3,2 à 3,8, par exemple de l'ordre de ou d'au moins 3, 3,1 ; 3,2 ; 3,3 ; 3,4 ; 3,5 ; 3,6 ; 3,7 ; 3,8 ; 3,9 ; 4 ; 4,1 ou 4,2. Le rapport d'engrenage peut être, par exemple, entre deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente. Strictement à titre d'exemple, le réducteur peut être un réducteur en « étoile » ayant un rapport dans la plage allant de 3,1 ou 3,2 à 3,8. Dans certains agencements, le rapport d'engrenage peut être à l'extérieur de ces plages.
Dans n'importe quel moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici, une chambre de combustion peut être fournie axialement en aval de la soufflante et du ou des compresseur(s). Par exemple, la chambre de combustion peut être directement en aval du (par exemple à la sortie du) deuxième compresseur, lorsqu'un deuxième compresseur est fourni. À titre d'exemple supplémentaire, le flux à la sortie vers la chambre de combustion peut être fourni à l'entrée de la deuxième turbine, lorsqu'une deuxième turbine est fournie. La chambre de combustion peut être fournie en amont de la ou des turbine(s).
Le ou chaque compresseur (par exemple le premier compresseur et le deuxième compresseur tels que décrits ci-dessus) peut comprendre n'importe quel nombre d'étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d'aubes de rotor et une rangée d'aubes de stator, qui peuvent être des aubes de stator variables (en ce que leur angle d'incidence peut être variable). La rangée d'aubes de rotor et la rangée d'aubes de stator peuvent être axialement décalées l'une de l'autre.
La ou chaque turbine (par exemple la première turbine et la deuxième turbine telles que décrites ci-dessus) peut comprendre n'importe quel nombre d'étages, par exemple de multiples 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 axialement décalées l'une de l'autre.
Chaque aube de soufflante peut être définie comme ayant une portée radiale s'étendant d'une racine (ou d'un moyeu) au niveau d'un emplacement radialement interne lavé par les gaz, ou position de portée de 0 %, jusqu'à une extrémité à une position de portée de 100 %. Le rapport du rayon de l'aube de soufflante au niveau du moyeu sur le rayon de l'aube de soufflante au niveau de l'extrémité peut être inférieur à (ou de l'ordre de) l'un quelconque parmi : 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 sur le rayon de l'aube de soufflante au niveau de l'extrémité 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 le rapport du moyeu à l'extrémité. Le rayon au niveau du moyeu et le rayon au niveau de l'extrémité peuvent l'un et l'autre être mesurés au niveau de la partie de bord d'attaque (ou axialement le plus en avant) de l'aube. Le rapport du moyeu sur l'extrémité fait référence, bien sûr, à la partie lavée par les gaz de l'aube de soufflante, c'est-à-dire la partie radialement à l'extérieur de l'une quelconque plate-forme.
Le rayon de la soufflante peut être mesuré entre la ligne centrale du moteur et l'extrémité d'une aube de soufflante au niveau de son bord d'attaque. Le diamètre de soufflante (qui peut être simplement deux fois le rayon de la soufflante) peut être supérieur à (ou de l'ordre de) l'un quelconque parmi : 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 cours d'utilisation. Généralement, la vitesse de rotation est plus basse pour des soufflantes avec un diamètre plus élevé. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière peut être inférieure à 2500 tr/min, par exemple inférieure à 2300 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.
En cours d'utilisation du moteur à turbine à gaz, la soufflante (avec les aubes de soufflante associées) tourne autour d'un axe de rotation. Cette rotation résulte en un déplacement de l'extrémité de l'aube de soufflante avec une vitesse Uextrémité. Le travail effectué par les aubes de soufflante sur le flux conduit à une élévation de l'enthalpie dH du flux. Une charge d'extrémité de soufflante peut être définie par dH/Uextrémité 2, où dH est l'augmentation d'enthalpie (par exemple l'augmentation d'enthalpie moyenne 1-D) à travers la soufflante et Uextrémitéest la vitesse (de transition) de l'extrémité de soufflante, par exemple au niveau du bord d'attaque de l'extrémité (qui peut être défini en tant que rayon d'extrémité de soufflante au niveau du bord d'attaque multiplié par la vitesse angulaire). La charge d'extrémité de soufflante aux conditions de croisière peut être supérieure à (ou de l'ordre de) l'un quelconque parmi : 0,28 ; 0,29 ; 0,30 ; 0,31 ; 0,32 ; 0,33 ; 0,34 ; 0,35 ; 0,36 ; 0,37 ; 0,38 ; 0,39 ou 0,4. La charge d'extrémité 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.
Des moteurs à turbine à gaz conformément à la présente description peuvent avoir n'importe quel rapport de contournement souhaité, où le rapport de contournement est défini comme le rapport du débit massique du flux à travers le conduit de contournement sur le débit massique du flux à travers le cœur aux conditions de croisière. Dans certains agencements le rapport de contournement peut être supérieur à (ou de l'ordre de) n'importe lequel des suivants : 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 contournement 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 12 à 16, de 13 à 15, ou de 13 à 14. Le conduit de contournement peut être sensiblement annulaire. Le conduit de contournement peut être radialement à l'extérieur du moteur de cœur. La surface radialement externe du conduit de contournement peut être définie par une nacelle et/ou un carter de soufflante.
Le rapport de pression global (OPR) d'un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut être défini comme le rapport de la pression de stagnation en amont de la soufflante sur la pression de stagnation 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 et/ou revendiqué ici en croisière peut être supérieur à (ou de l'ordre de) n'importe lequel des suivants : 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. À titre d'exemple, l'OPR en croisière peut être dans la plage allant de 45 à 65 ; éventuellement de 45 à 55 ; et en outre éventuellement égale à ou d'environ 52.
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. Aux conditions de croisière, la poussée spécifique d'un moteur décrit et/ou revendiqué ici peut être inférieure à (ou de l'ordre de) n'importe laquelle des 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. De tels moteurs peuvent être particulièrement efficaces par comparaison avec des moteurs à turbine à gaz classiques.
Un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n'importe quelle poussée maximale souhaitée. Strictement à titre d'exemple non limitatif, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être susceptible de produire une poussée maximale d'au moins (ou de l'ordre de) n'importe laquelle des 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 une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs dans 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 et/ou revendiquée 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 aérodynamique d'une aube de soufflante décrite et/ou revendiquée ici peut être fabriquée à partir de n'importe quel matériau ou combinaison de matériaux approprié(e). Par exemple au moins une partie de l'aube de soufflante et/ou du profil aérodynamique peut être fabriquée au moins en partie à partir d'un composite, par exemple un composite à matrice métallique et/ou un composite à matrice organique, tel qu'une fibre de carbone. À titre d'exemple supplémentaire au moins une partie de l'aube de soufflante et/ou du profil aérodynamique 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 aluminium-lithium) ou un matériau à base d'acier. L'aube de soufflante peut comprendre au moins deux régions fabriquées en utilisant des matériaux différents. Par exemple, l'aube de soufflante peut avoir un bord d'attaque protecteur, qui peut être fabriqué en utilisant un matériau qui est plus à même de résister à un impact (par exemple par des oiseaux, de la glace ou un autre matériau) que le reste de l'aube. Un tel bord d'attaque peut, par exemple, être fabriqué en utilisant du titane ou un alliage à base de titane. Ainsi, strictement à titre d'exemple, l'aube de soufflante peut avoir un corps en fibre de carbone ou à base d'aluminium (tel qu'un alliage aluminium-lithium) avec un bord d'attaque en titane.
Une soufflante telle que décrite et/ou revendiquée 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 reliées à la partie centrale de n'importe quelle manière souhaitée. Par exemple, chaque aube de soufflante peut comprendre un élément de fixation qui peut venir en prise avec une encoche correspondante dans le moyeu (ou disque). Strictement à titre d'exemple, un tel élément de fixation peut être sous la forme d'une queue d'aronde qui peut s'encocher dans et/ou venir en prise avec une encoche correspondante dans le moyeu/disque afin de fixer l'aube de soufflante au moyeu/disque. À titre d'exemple supplémentaire, les aubes de soufflante peuvent être formées de manière solidaire à une partie centrale. Un tel agencement peut être désigné disque à aubage ou couronne à aubage. N'importe quel procédé approprié peut être utilisé pour fabriquer un tel disque à aubage ou une telle couronne à aubage. 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 reliée au moyeu/disque par soudure, telle qu'une soudure par friction linéaire.
Les moteurs à turbine à gaz décrits et/ou revendiqués ici peuvent être ou non pourvus d'une tuyère à section variable (VAN). Une telle tuyère à section variable peut permettre de faire varier l'aire de sortie du conduit de contournement en cours d'utilisation. Les principes généraux de la présente description peuvent s'appliquer à des moteurs avec ou sans VAN.
La soufflante d'une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut avoir n'importe quel nombre souhaité d'aubes de soufflante, par exemple 14, 16, 18, 20, 22, 24 ou 26 aubes de soufflante.
Telles qu'elles sont utilisées ici, les conditions de croisière ont la signification classique et seraient aisément comprises par le spécialiste. Ainsi, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, le spécialiste reconnaîtrait immédiatement que des conditions de croisière signifient le point de fonctionnement du moteur à mi-croisière d'une mission donnée (qui peut être désignée dans l'industrie en tant que « mission économique ») d'un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est conçu pour être fixé. En ce sens, la mi-croisière est le point dans un cycle de vol d'aéronef au niveau duquel 50 % du carburant total qui est brûlé entre la fin de la montée et le début de la descente a été brûlé (ce qui peut être approximé par le point médian – en termes de temps et/ou de distance – entre la fin de la montée et le début de la descente). Des conditions de croisière définissent ainsi un point de fonctionnement du moteur à turbine à gaz qui fournit une poussée qui assurerait un fonctionnement en régime permanent (c'est-à-dire le maintien d'une altitude constante et d'un nombre de Mach constant) à mi-croisière d'un aéronef auquel il est conçu pour être fixé, en tenant compte du nombre de moteurs fournis sur cet aéronef. Par exemple lorsqu'un moteur est conçu pour être fixé à un aéronef qui a deux moteurs du même type, aux conditions de croisière le moteur fournit la moitié de la poussée totale qui serait requise pour un fonctionnement en régime permanent 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 en tant que point de fonctionnement du moteur qui fournit une poussée spécifiée (requise pour fournir – en combinaison avec n'importe quels autres moteurs sur l'aéronef – un fonctionnement en régime permanent de l'aéronef auquel il est conçu pour être fixé à un nombre de Mach à mi-croisière donné) aux conditions atmosphériques à mi-croisière (définies par l'atmosphère type internationale selon ISO 2533 à l'altitude à mi-croisière). Pour n'importe quel moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, la poussée à mi-croisière, les conditions atmosphériques et le nombre de Mach sont connus, et donc le point de fonctionnement du moteur aux conditions de croisière est clairement défini.
Strictement à titre d'exemple, la vitesse d’avancement à la condition de croisière peut être n'importe quel point dans la plage allant de Mach 0,7 à 0,9, par exemple 0,75 à 0,85, par exemple 0,76 à 0,84, par exemple 0,77 à 0,83, par exemple 0,78 à 0,82, par exemple 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 allant de 0,8 à 0,85. N'importe quelle vitesse unique au sein de ces plages peut faire partie de la condition de croisière. Pour un certain aéronef, les conditions de croisière peuvent être à l'extérieur de ces plages, par exemple en dessous de Mach 0,7 ou au-dessus de Mach 0,9.
Strictement à titre d'exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques types (selon l'atmosphère standard, ISA) à une altitude qui est dans la plage allant de 10 000 m à 15 000 m, par exemple dans la plage allant de 10 000 m à 12 000 m, par exemple dans la plage allant de 10 400 m à 11 600 m (à peu près 38 000 pieds), par exemple dans la plage allant de 10 500 m à 11 500 m, par exemple dans la plage allant de 10 600 m à 11 400 m, par exemple dans la plage allant de 10 700 m (à peu près 35 000 pieds) à 11 300 m, par exemple dans la plage allant de 10 800 m à 11 200 m, par exemple dans la plage allant 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 types à n'importe quelle altitude donnée dans ces plages.
Strictement à titre d'exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à un point de fonctionnement du moteur qui fournit un niveau de poussée requis connu (par exemple une valeur dans la plage allant de 30 kN à 35 kN) à un nombre de Mach avant de 0,8 et des conditions atmosphériques types (selon l'atmosphère type internationale) à une altitude de 38 000 pieds (11 582 m). Strictement à titre d'exemple supplémentaire, les conditions de croisière peuvent correspondre à un point de fonctionnement du moteur qui fournit un niveau de poussée requis connu (par exemple une valeur dans la plage allant de 50 kN à 65 kN) à un nombre de Mach avant de 0,85 et des conditions atmosphériques types (selon l'atmosphère type internationale) à une altitude de 35 000 pieds (10 668 m).
En cours d'utilisation, un moteur à turbine à gaz décrit et/ou revendiqué ici peut fonctionner aux conditions de croisière définies ailleurs dans le présent document. De telles conditions de croisière peuvent être déterminées par les conditions de croisière (par exemple les conditions à mi-croisière) d'un aéronef auquel au moins un (par exemple 2 ou 4) moteur à turbine à gaz peut être monté afin de fournir une poussée de propulsion.
Selon un aspect, on fournit un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. L'aéronef selon cet aspect est l'aéronef pour lequel le moteur à turbine à gaz a été conçu pour être fixé. Ainsi, les conditions de croisière selon cet aspect correspondent à la mi-croisière de l'aéronef, telle que définie ailleurs dans le présent document.
Selon un aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement peut être aux conditions de croisière telles que définies ailleurs dans le présent document (par exemple en termes de poussée, de conditions atmosphériques et de nombre de Mach).
Selon un aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d'un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement selon cet aspect peut inclure (ou peut être) un fonctionnement à la mi-croisière de l'aéronef, tel que défini ailleurs dans le présent document.
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, en référence aux Figures, sur lesquelles :
[Fig. 1] est une vue latérale en coupe d'un moteur à turbine à gaz ;
[Fig. 2] est une vue latérale en coupe rapprochée d'une partie amont d'un moteur à turbine à gaz ;
[Fig. 3] est une vue partiellement écorchée d'un réducteur pour un moteur à turbine à gaz ;
[Fig. 4A] est une vue latérale en coupe rapprochée d'une partie en amont du moteur à turbine à gaz représenté sur la Figure 2, avec des indications des endroits où différentes températures doivent être marquées mesurées ;
[Fig. 4B] est une vue latérale en coupe rapprochée de la Figure 4A avec des régions dans lesquelles les différentes températures devant être mesurées sont marquées ;
[Fig. 5A] est une vue latérale en coupe du moteur à turbine à gaz représenté sur la Figure 1, avec des indications des endroits où différentes températures doivent être marquées mesurées ;
[Fig. 5B] est une vue latérale en coupe de la Figure 5A avec des régions dans lesquelles les différentes températures devant être mesurées sont marquées ;
[Fig. 6] est une vue latérale schématique d'un moteur à turbine à gaz ;
[Fig. 7] est la vue latérale schématique d'un moteur à turbine à gaz tel que représenté sur la Figure 1, avec des détails de la turbine mis en évidence ;
[Fig. 8] illustre un procédé ;
[Fig. 9] est une vue latérale en coupe rapprochée d'une partie amont du moteur à turbine à gaz représenté sur la Figure 2, avec des indications de flux et de zones marquées ; et
[Fig. 10] est une vue en perspective d'un aéronef ayant deux moteurs à turbine à gaz montés sur celui-ci.
La Figure 1 illustre un moteur à turbine à gaz 10 ayant un axe de rotation principal 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 de cœur A et un flux d'air de contournement B. Le moteur à turbine à gaz 10 comprend un cœur 11 qui reçoit le flux d'air A. Le cœur de moteur 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 de cœur 20. Une nacelle 21 entoure le moteur à turbine à gaz 10 et définit un conduit de contournement 22 et une tuyère d'échappement de contournement 18. Le flux d'air de contournement B s'écoule à travers le conduit de contournement 22. La soufflante 23 est fixée à, et entraînée par, la turbine basse pression 19 par l'intermédiaire d'un arbre 26 et d'un réducteur épicycloïdal 30.
Dans le mode de réalisation décrit, le rayon interne de la nacelle en position axiale des extrémités d'aube de bord d'attaque 68a est agencé pour être légèrement plus grand que le rayon d'extrémité de soufflante 102, de telle sorte que la soufflante 23 puisse s'adapter à l'intérieur de la nacelle 21 sans que les extrémités d'aube 68 frottent contre la nacelle 21. Plus particulièrement, dans le mode de réalisation qui est décrit, le moteur 10 comprend un carter de soufflante de moteur 21a adjacent aux extrémités d'aube 68a ; la nacelle 21 est montée sur/autour du carter de soufflante de moteur 21a de telle sorte que le carter de soufflante de moteur 21a et la nacelle 21 forment et entourent une surface externe du trajet de gaz à travers le moteur 10. Le rayon interne du carter de soufflante en position axiale des extrémités d'aube de bord d'attaque 68a est agencé pour être légèrement plus grand que le rayon d'extrémité de soufflante 102, de telle sorte que la soufflante 23 puisse s'adapter à l'intérieur du carter de soufflante de moteur 21a sans que les extrémités d'aube 68 frottent contre le carter de soufflante 21a. Dans certaines modes de réalisation alternatifs, les extrémités d'aube 68a peuvent être agencées pour frotter contre le carter de soufflante 21a.
Dans les modes de réalisation représentés sur les Figures, le carter de soufflante de moteur 21a s'étend uniquement dans la région de la soufflante 23. Dans des modes de réalisation alternatifs, le carter de soufflante 21 a peut s'étendre vers l'arrière, par exemple vers l'emplacement axial d'une aube directrice de sortie (OGV) de conduit de contournement 58.
En cours d'utilisation, le flux d'air de cœur A est accéléré et comprimé par le compresseur basse pression 14 et dirigé dans le compresseur haute pression 15 où une compression supplémentaire a lieu. 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 de ce fait, les turbines haute pression et basse pression 17, 19 avant d'être évacués à travers la tuyère 20 pour fournir une certaine poussée de propulsion. La turbine haute pression 17 entraîne le compresseur haute pression 15 par un arbre d'interconnexion approprié 27. La soufflante 23 fournit généralement la majorité de la poussée de propulsion. Le réducteur épicycloïdal 30 est une boîte de réduction.
Un agencement donné à titre d'exemple pour un moteur à turbine à gaz à soufflante à engrenages 10 est montré sur la Figure 2. La turbine basse pression 19 (voir Figure 1) entraîne l'arbre 26, qui est couplé à une roue planétaire, ou engrenage planétaire, 28 de l'agencement d'engrenage épicycloïdal 30. Radialement vers l'extérieur de l'engrenage planétaire 28 et s'engrenant avec celui-ci, il y a une pluralité d'engrenages satellites 32 qui sont couplés ensemble par un porte-satellites 34. Le porte-satellites 34 force les engrenages satellites 32 à changer d'orientation autour de l'engrenage planétaire 28 en synchronisme tout en permettant à chaque engrenage 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 afin d'entraîner sa rotation autour de l'axe de moteur 9. Radialement vers l'extérieur des engrenages satellites 32 et s'engrenant avec ceux-ci, il y a un anneau ou couronne dentée 38 qui est accouplé, par l'intermédiaire de liaisons 40, à une structure de support stationnaire 24.
Il convient de noter que les termes « turbine basse pression » et « compresseur basse pression » tels qu'ils sont utilisés ici peuvent être pris pour indiquer les étages de turbine de plus basse pression et les étages de compresseur de plus basse pression (c'est-à-dire n'incluant pas la soufflante 23) respectivement et/ou les étages de turbine et de compresseur qui sont reliés ensemble par l'arbre d'interconnexion 26 avec la vitesse de rotation la plus basse dans le moteur (c'est-à-dire n'incluant pas l'arbre de sortie de réducteur qui entraîne la soufflante 23). Dans une certaine littérature, la « turbine basse pression » et le « compresseur basse pression » auxquels il est fait référence ici peuvent en variante être connus sous le nom de « turbine à pression intermédiaire » et « compresseur à pression intermédiaire ». Lorsqu'une telle nomenclature alternative est utilisée, la soufflante 23 peut être désignée premier étage de compression ou étage de compression de plus basse pression.
Chacun des compresseurs fournis dans le moteur à turbine à gaz 10 (par exemple le compresseur basse pression 14 et le compresseur haute pression 15) comprend un nombre quelconque d'étages de compression, par exemple plusieurs étages de compression. Chaque étage de compression peut comprendre une rangée d'aubes de rotor et une rangée d'aubes de stator qui sont décalées axialement l'une de l'autre. La soufflante 23 assure également la compression du flux d'air, et fournit ainsi un étage de compression supplémentaire distinct de ceux des compresseurs basse et haute pression 14, 15. Un nombre d'étages de compression est défini comme le nombre total d'étages de compression fournis par la soufflante 23 et les un ou plusieurs compresseurs 14, 15 fournis dans le moteur à turbine à gaz 10. Dans le mode de réalisation décrit ici, le nombre d'étages de compression est donc la somme des étages de compression fournis dans le compresseur basse pression 14, le compresseur haute pression 15 et la soufflante 23.
Dans d'autres modes de réalisation, les étages de compression fournis dans les compresseurs 14, 15 du moteur à turbine à gaz peuvent ne pas être des étages de compression axiale. Dans certains modes de réalisation, un ou plusieurs étages de compression radiale peuvent être fournis en supplément, ou alternativement, aux étages de compression axiale fournis dans chaque compresseur. Par exemple, dans un mode de réalisation, le compresseur basse pression 14 et/ou le compresseur haute pression 15 peuvent comprendre un ou plusieurs étages de compression axiale (formés chacun par une rangée d'aubes de rotor et de stators) suivis d'un étage de compression radiale fourni en aval du ou des étages de compression axiale. Dans d'autres modes de réalisation, chacun des compresseurs peut comprendre uniquement des étages de compression radiale. Le nombre d'étages de compression est défini comme le nombre total d'étages de compression, incluant à la fois les étages de compression radiale et axiale (y compris la soufflante 23). Dans tous les modes de réalisation décrits ci-dessus, chaque étage de compression radiale peut comprendre un compresseur centrifuge.
Le réducteur épicycloïdal 30 est montré à titre d'exemple de façon plus détaillée sur la Figure 3. Chacun parmi l'engrenage planétaire 28, les engrenages satellites 32 et la couronne dentée 38 comprend des dents autour de sa périphérie pour s'engrener avec les autres engrenages. Cependant, pour la clarté, seules des parties données à titre d'exemple des dents sont illustrées sur la Figure 3. Il y a quatre engrenages satellites 32 illustrés, bien qu'il soit apparent au lecteur spécialiste que plus ou moins d'engrenages satellites 32 puissent être fournis dans le champ d'application de l'invention revendiquée. Des applications pratiques d'un réducteur épicycloïdal planétaire 30 comprennent généralement au moins trois engrenages satellites 32.
Le réducteur épicycloïdal 30 illustré à titre d'exemple sur les Figures 2 et 3 est du type planétaire, en ce que le porte-satellites 34 est couplé à un arbre de sortie par l'intermédiaire de liaisons 36, avec la couronne dentée 38 fixe. Cependant, n'importe quel autre type approprié de réducteur épicycloïdal 30 peut être utilisé. À titre d'exemple supplémentaire, le réducteur épicycloïdal 30 peut être un agencement en étoile, dans lequel le porte-satellites 34 est maintenu fixe, avec la couronne (ou anneau) dentée 38 autorisée à tourner. Dans un tel agencement, la soufflante 23 est entraînée par la couronne dentée 38. À titre d'autre exemple alternatif, le réducteur 30 peut être un réducteur différentiel dans lequel la couronne dentée 38 et le porte-satellites 34 sont l'un et l'autre autorisés à tourner.
On aura à l'esprit que l'agencement montré sur les Figures 2 et 3 est à titre d'exemple uniquement, et que diverses alternatives sont dans le champ d'application de la présente description. Strictement à titre d'exemple, n'importe quel agencement approprié peut être utilisé pour positionner le réducteur 30 dans le moteur 10 et/ou pour relier le réducteur 30 au moteur 10. À titre d'exemple supplémentaire, les connexions (telles que les liaisons 36, 40 sur l'exemple de la Figure 2) entre le réducteur 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 n'importe quel degré souhaité de rigidité ou de flexibilité. À titre d'exemple supplémentaire, n'importe quel agencement approprié des paliers entre des parties rotatives et stationnaires du moteur (par exemple entre les arbres d'entrée et de sortie depuis le réducteur et les structures fixes, telles que le carter de réducteur) peut être utilisé, et la description n'est pas limitée à l'agencement donné à titre d'exemple de la Figure 2. Par exemple, lorsque le réducteur 30 a un agencement en étoile (décrit ci-dessus), le spécialiste comprendrait aisément que l'agencement des liaisons de sortie et de support et des emplacements de palier serait typiquement différent de celui montré à titre d'exemple sur la Figure 2.
Ainsi, la présente description s'étend à un moteur à turbine à gaz ayant n'importe quel agencement de styles de réducteur (par exemple en étoile ou planétaire), de structures de support, d'agencement d'arbres d'entrée et de sortie, et d'emplacements de palier.
Éventuellement, le réducteur peut entraîner des composants supplémentaires et/ou alternatifs (par exemple le compresseur à pression intermédiaire et/ou un surpresseur).
D'autres moteurs à turbine à gaz auxquels la présente description peut être appliquée peuvent avoir des configurations alternatives. Par exemple, de tels moteurs peuvent avoir un autre nombre de compresseurs et/ou de turbines et/ou un autre nombre d'arbres d'interconnexion. À titre d'exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz montré sur la Figure 1 a une tuyère à flux divisé 18, 20 ce qui signifie que le flux à travers le conduit de contournement 22 a sa propre tuyère 18 qui est indépendante de, et radialement à l'extérieur de, la tuyère de moteur de cœur 20. Cependant, ceci n'est pas limitant, et n'importe quel aspect de la présente description peut également s'appliquer à des moteurs dans lesquels le flux à travers le conduit de contournement 22 et le flux à travers le cœur 11 sont mélangés, ou combinés, avant (ou en amont de) une tuyère unique, qui peut être dénommée tuyère à flux mélangé. L'une et/ou l'autre des tuyères (qu'elles soient à flux mélangé ou divisé) peuvent avoir une aire fixe ou variable. Alors que l'exemple décrit se rapporte à un turboréacteur à double flux, la description peut s'appliquer, par exemple, à n'importe quel type de moteur à turbine à gaz, tel qu'un rotor ouvert (dans lequel l'étage de soufflante n'est pas entouré par une nacelle) ou un turbopropulseur, par exemple. Dans certains agencements, le moteur à turbine à gaz 10 peut ne pas comprendre un réducteur 30.
La géométrie du moteur à turbine à gaz 10, et des composants de celui-ci, est définie par un système d'axes classique, comprenant une direction axiale (qui est alignée sur l'axe de rotation 9), une direction radiale (dans la direction du bas vers le haut sur 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 mutuellement perpendiculaires.
Comme indiqué ci-dessus, en aval de la soufflante 23, l'air se sépare en deux flux séparés : un premier flux d'air A dans le cœur de moteur 11 et un deuxième flux d'air B qui traverse le conduit de contournement 22 pour fournir une poussée propulsive. En référence aux Figures 4A et 4B, les premier et deuxième flux d'air A, B sont séparés au niveau d'un séparateur généralement annulaire 70, par exemple au niveau du bord d'attaque du séparateur généralement annulaire 70 au niveau d'une ligne de stagnation généralement circulaire. Le séparateur 70 est fourni par une partie la plus en avant du carter de cœur 11a dans les modes de réalisation qui sont décrits, et peut alternativement être appelé extrémité la plus en avant 70 du cœur de moteur 11 dans certains modes de réalisation.
Une ligne de courant de stagnation 110 stagne sur le bord d'attaque du séparateur 70. Les lignes de courant de stagnation 110 autour de la circonférence du moteur 10 forment une surface de courant 110. Tout le flux A radialement à l'intérieur de cette surface de courant 110 s'écoule à terme à travers le cœur de moteur 11. La surface de courant 110 forme une limite radialement externe d'un tube de courant qui contient tout le flux qui s'écoule à terme à travers le cœur de moteur, qui peut être appelé flux de cœur A. Tout le flux B radialement à l'extérieur de la surface de courant 110 s'écoule à terme à travers le conduit de contournement 22. La surface de courant 110 forme une limite radialement interne d'un tube de courant qui contient tout le flux B qui s'écoule à terme à travers le conduit de contournement 22, qui peut être appelé flux de contournement B. La surface de courant 110, et de manière correspondante le tube de courant, peuvent être définis dans des conditions de croisière.
L'écoulement au niveau de la sortie de la soufflante qui s'écoule ensuite à travers le cœur de moteur 11 peut donc être défini par un tube de courant qui s'étend de la sortie de soufflante au cœur de moteur 11. Un tel tube de courant peut être délimité par une surface radialement externe qui se termine au niveau du séparateur 70, c'est-à-dire par une surface radialement externe qui est formée par des lignes de courant 110 qui se terminent au niveau d'un point de stagnation sur le séparateur 70. Un tel tube de courant peut être généralement annulaire. Par exemple, une section transversale d'un tel tube de courant peut être sensiblement annulaire à n'importe quelle section transversale donnée perpendiculaire à l'axe (de rotation) 9 du moteur.
Des définitions de différentes températures, rayons et autres paramètres sont fournies ci-dessous à des fins de référence.
Rayon d'extrémité de soufflante :
Le rayon 102 de la soufflante 23, également appelé rayon d'extrémité de soufflante 102, ou Rextrémité soufflante, peut être mesuré entre la ligne centrale du moteur 9 et l'extrémité 68a d'une aube de soufflante 64 au niveau de son bord d'attaque 64a (dans une direction radiale). Le diamètre de soufflante (D) peut être simplement défini comme le double du rayon 102 de la soufflante 23.
Dans les modes de réalisation décrits, le rayon d'extrémité de soufflante 102 est dans la plage de 95 cm à 200 cm, ou de 110 cm à 200 cm. Dans certains modes de réalisation, le rayon d'extrémité de soufflante est dans la plage allant de 95 cm à 150 cm ou de 110 cm à 150 cm. Dans certains modes de réalisation alternatifs, le rayon d'extrémité de soufflante est dans la plage allant de 155 à 200 cm.
Dans certains modes de réalisation, le diamètre de la soufflante est dans la plage allant de 190 cm à 300 cm, ou de 220 cm à 300 cm. Dans certains modes de réalisation alternatifs, le diamètre de la soufflante est dans la plage allant de 310 cm à 400 cm.
L'homme du métier comprendra que les aubes de soufflante 64 peuvent se dilater en fonctionnement, et que le rayon d'extrémité de soufflante 102 dans des conditions de croisière peut être légèrement supérieur au rayon d'extrémité de soufflante 102 mesuré lorsque la soufflante 23 n'est pas utilisée. Le rayon d'extrémité de soufflante 102 peut être défini dans des conditions de croisière. Cependant, l'homme du métier comprendra que le changement du rayon d'extrémité de soufflante 102 est généralement faible par rapport au rayon d'extrémité de soufflante et que le rayon tel que mesuré en dehors du fonctionnement peut être utilisé.
Rayon de moyeu :
Le rayon de moyeu, Rmoyeu, est la distance (radiale) 103 (en mètres) entre la ligne centrale 9 du moteur 10 et le point radialement interne sur le bord d'attaque 64a de l'aube de soufflante (c'est-à-dire le point radialement interne de la surface lavée par les gaz de l'aube de soufflante) : celle-ci est équivalente au rayon du moyeu 66 de la soufflante 23 au niveau du point auquel le bord d'attaque de chaque aube 64 s'étend à partir de là.
Surface de soufflante :
La surface de face de soufflante, Asoufflante, qui peut également être décrite comme la surface de flux de la soufflante, est définie comme la zone annulaire entre les extrémités d'aube de soufflante 68 et le moyeu 66 au niveau de la position axiale de l'extrémité de bord d'attaque d'aube de soufflante 68a. La surface de face de soufflante est mesurée dans un plan radial (c'est-à-dire un plan perpendiculaire à l'axe du moteur 9 et contenant des rayons du moteur au niveau de la position axiale du plan). L'homme du métier comprendra que la surface Asoufflanteest au moins sensiblement équivalente à la surface de l'anneau formé entre le moyeu 66 de la soufflante 23 et la surface interne de la nacelle 21 immédiatement adjacente aux extrémités d'aube de bord d'attaque (puisque les bords d'attaque d'extrémité d'aube 64a sont agencés pour se trouver très près de la surface interne de la nacelle 21, en tenant compte des commentaires ci-dessus concernant le carter de soufflante 21a) pour le moteur de soufflante 10 étant décrit, et est donc équivalente à la surface de face de soufflante moins la surface prise par le moyeu 66.
Comme décrit ici, la surface de flux de la soufflante (Asoufflante) est définie comme :
où :
R extrémité soufflante est le rayon 102 (en mètres) de la soufflante 23 au niveau du bord d'attaque (c'est-à-dire au niveau des extrémités 68a du bord d'attaque des aubes de soufflante 64) ;
R moyeu , est la distance 103 (en mètres) entre la ligne centrale du moteur et le point radialement interne sur le bord d'attaque de l'aube de soufflante (c'est-à-dire le point radialement interne de la surface lavée par les gaz de l'aube de soufflante) : celle-ci est équivalente au rayon du moyeu 66 de la soufflante 23 au niveau du point auquel le bord d'attaque de chaque aube 64 est relié à celle-ci, et peut être appelée rayon de moyeu 103.
Dans divers modes de réalisation, le rapport du rayon d'aube de soufflante 64 au niveau de son moyeu 66 sur le rayon de l'aube de soufflante au niveau de son extrémité 68 peut être inférieur à 0,33.
Dans le mode de réalisation décrit, la surface de flux est définie dans un plan radial, et peut donc être calculée en utilisant le rayon d'extrémité de soufflante 102 et le rayon de moyeu 103.
Dans les modes de réalisation décrits, le rayon d'extrémité de soufflante 102 est dans la plage de 95 cm à 200 cm, ou de 110 cm à 200 cm. Dans certains modes de réalisation, le rayon d'extrémité de soufflante est dans la plage allant de 95 cm à 150 cm ou de 110 cm à 150 cm. Dans certains modes de réalisation alternatifs, le rayon d'extrémité de soufflante est dans la plage allant de 155 à 200 cm.
Dans certains modes de réalisation, le diamètre de la soufflante (deux fois le rayon de soufflante 102) est dans la plage allant de 190 cm à 300 cm, ou de 220 cm à 300 cm. Dans certains modes de réalisation alternatifs, le diamètre de la soufflante est dans la plage allant de 310 cm à 400 cm.
Q :
Un débit massique quasi-non-dimensionnel, Q, peut être défini comme :
où :
W est le débit massique à travers la soufflante en Kg/s ;
T0est la température moyenne de stagnation de l'air au niveau de la face de soufflante en Kelvin ;
P0est la pression moyenne de stagnation de l'air au niveau de la face de soufflante en Pa ;
Asoufflanteest la surface de la face de soufflante en m2.
Comme décrit ici, la surface de la face de soufflante (Asoufflante) est définie comme :
où :
Dest le diamètre (en mètres) de la soufflante au niveau du bord d'attaque (c'est-à-dire au niveau des extrémités du bord d'attaque des aubes de soufflante) ;
hest la distance (en mètres) entre la ligne centrale du moteur et le point radialement interne sur le bord d'attaque de l'aube de soufflante (c'est-à-dire du point radialement interne de la surface lavée par les gaz de l'aube de soufflante) ; et
test la distance (en mètres) entre la ligne centrale du moteur et le point radialement externe sur le bord d'attaque de l'aube de soufflante (c'est-à-dire t = D/2)
Asoufflantepeut aussi être appelé surface de flux de soufflante puisqu'il correspond à la surface lavée par les gaz de la soufflante (la surface balayée par les aubes en dehors du moyeu). Ceci peut être représenté de manière équivalente comme suit :
tel que décrit précédemment.
Dans des conditions de croisière, la valeur de Q peut être dans la plage de : 0,0295 à 0,0335 ; 0,03 à 0,033 ; 0,0305 à 0,0325 ; 0,031 à 0,032 ou de l'ordre de 0,031 ou 0,032 Kgs-1N-1K1/2. Ainsi, il sera compris que la valeur de Q peut être dans une plage ayant une limite inférieure de 0,029 ; 0,0295 ; 0,03 ; 0,0305 ; 0,031 ; 0,0315 ou 0,032 et/ou une limite supérieure de 0,031 ; 0,0315 ; 0,032 ; 0,0325 ; 0,033 ; 0,0335 ; 0,034 ; 0,0345 ou 0,035. Toutes les valeurs de Q citées ici sont fournies en unités de Kgs-1N-1K1/2.
Températures
Toutes les températures désignées ici sont des températures totales ; la somme de la température statique plus les effets énergétiques de vitesse/cinétique. Des températures totales peuvent également être appelées températures de stagnation. Toutes les valeurs de température sont listées en Kelvin, sauf indication contraire et tous les rapports et élévations de température sont également calculés en Kelvin. Toutes les températures sont définies dans des conditions de croisière, telles que définies précédemment. En particulier, les normes ISA pour les conditions de croisière peuvent fournir une indication d'une température ambiante attendue. Une température « moyenne » est utilisée pour indiquer une température moyenne.
Dans les modes de réalisation décrits, des températures peuvent être définies ou mesurées au point de conception aérodynamique à mi-croisière, qui est défini comme Mn 0,85, et une altitude de 10 700 m (35 000 pieds), et éventuellement plus particulièrement de 10 668 m, pour les moteurs 10 des modes de réalisation décrits. L'homme du métier comprendra que ces conditions de croisière sont fournies à titre d'exemple uniquement et peuvent varier pour les moteurs 10 d'autres modes de réalisation. Dans des conditions différentes, les valeurs de température absolue peuvent varier alors que les rapports restent dans les plages décrites.
Les températures suivantes sont présentées ci-après, et une description plus détaillée de chacune est donnée ci-dessous dans le Tableau 1. La numérotation utilisée pour les températures correspond à celle fournie dans la norme SAE AS755F.
Température approximative dans différents modes de réalisation (Kelvin)
T120 température d'entrée de rotor 23 (d'extrémité) de soufflante
(approximativement égale sur la longueur totale de l'aube - donc généralement égale à la température d'entrée du rotor de racine de soufflante T20)		 Dans la plage de 235 à 265 ; éventuellement dans la plage de 242 à 252
Peut-être, par exemple 244 ou 250
(dépend de l'altitude et du nombre de Mach)
T125 température de sortie de rotor 23 d'extrémité de soufflante
(peut varier le long de la longueur de l'aube - définie comme une moyenne sur une partie radialement externe de l'aube sauf indication contraire)		 Dans la plage de 260 à 285 ; éventuellement dans la plage de 270 à 280
Peut-être, par exemple, 270 pour une T120 de 244, ou 278 pour une T120 de 250.
T30 température de sortie du compresseur 15 (en sortie du compresseur de plus haute pression dans des modes de réalisation avec plusieurs compresseurs) Dans la plage de 750 à 1 050 ; éventuellement dans la plage de 780 ou 815 à 1 000
Peut-être, par exemple, 834, 835 ou 1 000
T21 température d'entrée du cœur 11 (peut être équivalente à une température de sortie de racine de soufflante 69) Dans la plage de 245 à 270 ; éventuellement dans la plage de 260 à 270
Peut-être, par exemple, 260, 268 ou 252
T42 température de sortie de deuxième turbine (haute/de plus haute pression) 17 T42 (également au moins sensiblement égale à la température d'entrée de première turbine (basse pression) 19 T44 dans les modes de réalisation décrits) Dans la plage de 960 à 1 150 ; éventuellement dans la plage de 1 030 à 1 100 ou de 1 030 à 1 090.
Peut-être, par exemple, 995, 1 030 ou 1 100
T50 température de sortie de première turbine (basse pression) 19 Dans la plage de 590 à 640 ; éventuellement dans la plage de 600 à 630 ou 605 à 615. Peut-être, par exemple, 600, 612 ou 630
T40 température d'entrée de deuxième turbine (haute pression) 17 Dans la plage de 1 400 à 1 700 ; éventuellement dans la plage de 1 450 à 1 650, ou 1 520 à 1 570
Peut-être, par exemple, 1 480, 1 560 ou 1 650
Par exemple, dans un mode de réalisation ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 330 à 380 cm, T120 peut être 250 °K et T125 peut être 278 °K, donnant une augmentation de température à travers la soufflante 23 de 28 Kelvin. La température de sortie du compresseur (T30) peut être de 834 °K. La température d'entrée du cœur (T21) peut être de 268 °K. La température de sortie de la deuxième turbine (T42) peut être de 1 030 °K et la température de sortie de la première turbine (T50) peut être de 612 °K. La température d'entrée de la deuxième turbine (T40) peut être de 1 560 °K, donnant une diminution de température à travers la deuxième turbine 17 de 530 °K.
Par exemple, dans un mode de réalisation alternatif ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 240 cm à 280 cm, T120 peut être 245 °K et T125 peut être 270 °K, donnant une augmentation de température à travers la soufflante 23 de 25 Kelvin. La température de sortie du compresseur (T30) peut être de 780 °K. La température d'entrée du cœur (T21) peut être de 260 °K. La température de sortie de la deuxième turbine (T42) peut être de 1 000 °K et la température de sortie de la première turbine (T50) peut être de 630 °K. La température d'entrée de la deuxième turbine (T40) peut être de 1 480 °K, donnant une diminution de température à travers la deuxième turbine 17 de 480 °K.
L'homme du métier comprendra qu'une ou plusieurs des températures listées dans le Tableau 1 peuvent être mesurées ou autrement déterminées de différentes manières, par exemple par utilisation d'une sonde de température ou d'un râteau, par modélisation, ou par détermination indirecte à partir d'une température mesurée (ou autrement déterminée) ailleurs dans le moteur 10. Par exemple, T125 (température de sortie d'extrémité de soufflante) peut être mesurée par une ou plusieurs sondes montées sur un bord d'attaque d'une aube directrice de sortie 59 dans le conduit de contournement 22 (par exemple l'OGV 59 le plus proche de la soufflante 23, si plusieurs OGV de conduit de contournement sont présents), ou par un râteau n'importe où dans la région marquée sur la Figure 4B. De même, T21 (température de sortie de racine de soufflante) peut être mesurée par une ou plusieurs sondes montées sur un bord d'attaque d'une aube directrice de sortie 24 dans le conduit de cœur, ou par un râteau n'importe où dans la région marquée sur la Figure 4B.
L'homme du métier comprendra qu'une ou plusieurs des températures listées dans le Tableau 1 peuvent être difficiles à mesurer de manière pratique, par exemple la température relativement élevée 40. Différentes températures peuvent donc être déduites à partir de mesures de température ailleurs, et d'une connaissance des propriétés du moteur et des relations de température.
La soufflante 23, qui est située en amont du cœur de moteur 11, comprend un moyeu 66 et une pluralité d'aubes de soufflante 64 s'étendant à partir du moyeu 66. Chaque aube de soufflante 64 a un bord d'attaque 64a et un bord de fuite 64b.
La température d'entrée de rotor de soufflante (T120) est définie comme une température moyenne de flux d'air à travers le bord d'attaque 64a de chaque aube de soufflante 64 dans des conditions de croisière ; en particulier, la température peut être définie à travers une partie radialement externe du bord d'attaque 64a de chaque aube de soufflante 64 dans des conditions de croisière. L'homme du métier comprendra que la température à travers le bord d'attaque 64a de chaque aube de soufflante 64 peut être au moins sensiblement égale sur tout le bord d'attaque 64a de l'aube de soufflante 64, et qu'une moyenne sur la partie externe (ou sur toute la longueur d'aube) peut être prise. Plus spécifiquement, T120 peut être utilisée pour désigner la température à travers une partie radialement externe (extrémité de soufflante) du bord d'attaque 64a de chaque aube de soufflante 64 dans des conditions de croisière et T20 peut être utilisée pour désigner la température à travers une partie radialement interne (racine de soufflante) du bord d'attaque 64a de chaque aube de soufflante 64 dans des conditions de croisière. Le terme température d'entrée de rotor de soufflante peut donc être utilisé généralement pour T120 ou T20.
La température d'entrée de rotor de soufflante T120 peut être supérieure à la température ambiante, par exemple de l'ordre de 30 °K dans certains modes de réalisation, du fait des effets liés à la charge dynamique/au nombre de Mach. La température d'entrée de rotor de soufflante (T120) peut donc être mesurée ou calculée n'importe où à l'intérieur d'une région relativement grande, comme illustré sur la Figure 4B (n'importe où dans la nacelle 21 et jusqu'aux aubes de soufflante 64, comme l'augmentation d'environ 30°K par rapport à la température ambiante peut se produire au niveau ou près de l'extrémité la plus en avant de la nacelle 21), mais peut être plus spécifiquement mesurée au niveau ou à côté du bord d'attaque 64a de la soufflante. La température d'entrée de rotor de soufflante, T120, est d'environ 250 °K dans le mode de réalisation décrit. L'homme du métier comprendra que cela peut varier dans d'autres modes de réalisation, en fonction de facteurs tels que l'altitude de croisière.
Une partie radialement externe de chaque aube de soufflante 64 est choisie en fonction des normes pour la définition de T120, et par commodité pour la comparaison avec d'autres températures telles que décrites ci-après. L'homme du métier comprendra que, pour le moteur 10 présenté en croisière, T10 (température au niveau du point le plus en avant de la nacelle) est au moins sensiblement égale à T120 (température au niveau du bord d'attaque 64a d'une région externe de l'aube de soufflante 64/près de l'extrémité de soufflante), puisque l'élévation de température basée sur le nombre de Mach prend effet à partir de ce point, et que T10 et T120 peuvent également être sensiblement égales à T20 (température au niveau du bord d'attaque 64a d'une région interne de l'aube de soufflante 64 / près de la racine de soufflante).
La partie radialement externe de chaque aube de soufflante 64 peut être définie comme la partie de chaque aube de soufflante 64 lavée par le flux d'air de contournement B, qui s'écoule autour de l'extérieur du cœur de moteur 11 après avoir traversé la soufflante 23 (par opposition au flux d'air de cœur, A, qui traverse le cœur 11). Ce flux d'air de contournement B s'écoule à travers le conduit de contournement 22 dans les modes de réalisation décrits ici.
Dans le mode de réalisation décrit, le cœur de moteur 11 a un rayon de cœur 105 défini entre la ligne centrale 9 du moteur 10 et une extrémité la plus en avant du cœur de moteur 11 ; l'extrémité la plus en avant peut être appelée séparateur 70, car elle divise le flux d'air de cœur A du flux d'air de contournement B. La partie radialement externe de chaque aube de soufflante 64 est généralement la partie de chaque aube de soufflante 64 à une distance radiale de la ligne centrale 9 du moteur 10 supérieure au rayon de cœur 105.
L'homme du métier comprendra que, en réalité, la surface de courant 110 peut être inclinée et/ou courbée par rapport à l'axe du moteur 9, de telle sorte qu'une partie du flux de gaz traversant l'aube de soufflante 64 à une distance radiale de la ligne centrale 9 du moteur 10 légèrement inférieure ou égale au rayon de cœur 105 puisse continuer de pénétrer dans le flux de contournement B dans certains modes de réalisation. Dans les modes de réalisation décrits, l'inclinaison et/ou la courbure de la surface de courant 110 par rapport à l'axe du moteur 9 est relativement faible, de telle sorte que l'utilisation de la position radiale du séparateur 70 fournisse une température au moins sensiblement équivalente à l'utilisation de la surface de courant 110, dans des erreurs de mesure. La division au niveau d'une position radiale déterminée peut donc fournir une valeur équivalente qui peut être plus facile à déterminer que la forme du tube de courant dans certains scénarios.
Le moteur à turbine à gaz 10 du mode de réalisation décrit comprend une nacelle 21 entourant la soufflante 23 et le cœur de moteur 11 et définissant un conduit de contournement 22 à l'extérieur du cœur de moteur 11. Le flux d'air de contournement B s'écoule à travers le conduit de contournement 22 après avoir quitté la soufflante 23 dans les modes de réalisation qui sont décrits. La partie radialement externe de chaque aube de soufflante 64 est donc la partie de chaque aube de soufflante 64 s'étendant à travers l'entrée du conduit de contournement 22 dans les modes de réalisation qui sont décrits.
La température de sortie de rotor d'extrémité de soufflante (T125) est définie comme une température moyenne de flux d'air sur la partie radialement externe de chaque aube de soufflante 64 au niveau du bord de fuite 64b de chaque aube de soufflante 64 dans des conditions de croisière. La partie radialement externe est telle que définie pour le bord d'attaque 64a. T125 correspond donc à la température du flux de contournement B au niveau de la sortie de la soufflante 23.
La température de sortie de rotor d'extrémité de soufflante (T125) et la température d'entrée de rotor de soufflante (T120) se réfèrent chacune à des températures de flux d'air à travers la partie d'aube de soufflante qui est située dans un flux d'air de contournement B prêt à entrer dans le conduit de contournement 22 (la partie d'aube de soufflante radialement externe).
La température d'entrée de rotor de soufflante, T20, peut également se référer à des températures de flux d'air sur le bord d'attaque de la partie d'aube de soufflante qui est située dans un flux d'air de cœur A prêt à entrer dans le cœur de moteur 11 (la partie d'aube de soufflante radialement interne/la partie du flux de gaz radialement vers l'intérieur de la surface de courant 110), puisque la température est équivalente à travers le bord d'attaque 64a de l'aube 64. Cela n'est généralement pas valable pour la température de sortie T125, T21, puisque la température varie généralement avec un rayon à travers le bord de fuite 64b de chaque aube.
L'homme du métier comprendra que la température du flux d'air augmente généralement à travers la soufflante 23 dans des conditions de croisière, puisque le travail est effectué sur l'air par les aubes de soufflante 64 et une partie de ce travail se traduit généralement par de la chaleur. La température de sortie T125, T21 est donc généralement plus élevée que la température d'entrée généralement T120, T20.
Le rapport de la température de sortie de rotor d'extrémité de soufflante T125 sur la température d'entrée de rotor d'extrémité de soufflante T120, T125/T120 peut donc être appelé élévation de température de l'extrémité de soufflante. L'élévation de température de l'extrémité de soufflante peut être définie comme l'élévation de température moyenne à travers la partie de rotor de soufflante dans le flux de contournement (B sur la Figure 1). L'élévation de température de l'extrémité de soufflante est supérieure à un, et plus particulièrement dans la plage allant de 1,11 à 1,05, dans les modes de réalisation décrits. L'élévation de température peut être définie comme le rapport de la température totale moyenne du flux au niveau de la sortie de soufflante qui s'écoule ensuite (comme flux B) autour de l'extérieur du cœur de moteur 11 sur la température totale moyenne au niveau de l'entrée de la soufflante 23.
L'élévation de température de l'extrémité de soufflante est relativement faible dans le mode de réalisation qui est décrit. Dans divers modes de réalisation, la soufflante 23 peut être mise en rotation à une vitesse relativement faible en croisière pour faciliter la faible élévation de température. Par exemple, la soufflante 23 peut tourner à moins de 2 000 tr/min, et/ou avoir une vitesse périphérique inférieure à Mn 1,1. La soufflante 23 de tels modes de réalisation peut avoir un diamètre de soufflante égal ou supérieur à 230 cm. L'homme du métier comprendra que, dans divers modes de réalisation, un réducteur 30 peut être fourni pour faciliter une rotation plus lente de la soufflante 23, et que le cycle du moteur peut être conçu autour de ces paramètres.
La conception aérodynamique de la soufflante 23 peut être choisie pour faciliter l'obtention d'élévations de température relativement faibles à travers la soufflante comme décrit ici. Par exemple, la soufflante 23 peut être conçue pour avoir des rapports de pression en croisière de :
● Rapport de pression d'extrémité de soufflante : dans la plage de 1,2 à 1,45 ; éventuellement dans la plage de 1,35 à 1,44 ; et en outre éventuellement égal à 1,41 ;
● Rapport de pression de racine de soufflante en croisière : dans la plage de 1,18 à 1,30, et éventuellement égal à 1,24 ; et/ou
● Rapport de pression de soufflante : dans la plage de 1,35 à 1,43, et éventuellement égal à 1,39.
Le rapport de pression d'extrémité de soufflante est défini comme la pression totale moyenne du flux au niveau de la sortie de soufflante qui s'écoule ensuite (comme flux B) à travers le conduit de contournement 22 sur la pression totale moyenne au niveau de l'entrée de la soufflante 23. En référence aux Figures 4A et 4B, la pression totale moyenne du flux au niveau de la sortie de soufflante qui s'écoule ensuite à travers le conduit de contournement 22 est la pression totale moyenne sur la surface qui est immédiatement en aval de la soufflante 23 et radialement à l'extérieur de la surface de courant 110.
Le rapport de pression de racine de soufflante est défini comme la pression totale moyenne du flux au niveau de la sortie de soufflante qui s'écoule ensuite (comme flux A) à travers le cœur de moteur 11 sur la pression totale moyenne au niveau de l'entrée de la soufflante 23. En référence aux Figures 4A et 4B, la pression totale moyenne du flux au niveau de la sortie de soufflante qui s'écoule ensuite à travers le cœur de moteur est la pression totale moyenne du flux qui est immédiatement en aval de la soufflante 23 et radialement à l'intérieur de la surface de courant 110. La pression totale moyenne au niveau de l'entrée de la soufflante 23 est la pression totale moyenne sur la surface qui s'étend à travers le moteur (par exemple du moyeu 66 à l'extrémité 68 de l'aube de soufflante 66) et est immédiatement en amont de la soufflante 23.
Le rapport de pression de soufflante est défini comme le rapport de la pression totale moyenne du flux d'air au niveau de la sortie de la soufflante 23 sur la pression totale moyenne du flux d'air au niveau de l'entrée de la soufflante 23.
Le rapport du moyeu sur l'extrémité de la soufflante, défini comme Rmoyeu/Rextrémité soufflante, peut également être choisi dans le cadre des considérations de conception aérodynamique pour la soufflante 23. Pour le moteur 10 décrit, le rapport du moyeu sur l'extrémité de la soufflante 23 est dans la plage allant de 0,285 à 0,2, et éventuellement dans la plage allant de 0,24 à 0,27.
Comme mentionné ci-dessus, la température à travers le bord de fuite 64b de chaque aube 64 varie généralement avec le rayon. La température moyenne du flux d'air B entrant dans le conduit de contournement 22 est différente de la température moyenne du flux d'air A entrant dans le cœur de moteur 11. Une autre température, T21, est donc définie comme la température moyenne du flux d'air A entrant dans le cœur de moteur 11, qui correspond à la température moyenne à travers la partie radialement interne du bord de fuite 64a de chaque aube de soufflante 64 (la partie radialement interne de chaque aube 64 étant le reste de l'aube une fois que la partie radialement externe définie ci-dessus n'est plus prise en compte). T21 peut être appelée température de sortie de rotor de soufflante interne ou température de sortie de racine de soufflante. T21 peut être appelée température d'entrée de cœur, car c'est la température moyenne du flux d'air entrant dans le cœur de moteur 11 dans des conditions de croisière. Comme la température du flux d'air de cœur ne varie pas de manière significative entre le bord de fuite 64b des aubes de soufflante 64 et la première aube de stator/aube directrice 24 à l'intérieur du cœur 11, T21 peut être mesurée n'importe où au sein de cette région comme marqué sur la Figure 4B. Par exemple, la température d'entrée de cœur (T21) peut être mesurée à/définie comme n'importe laquelle ou l'ensemble des températures suivantes :
(i) la température du flux d'air de cœur au niveau de la position axiale du point le plus en avant 70 du carter de cœur 11a (séparateur 70) ;
(ii) la température du flux d'air de cœur au niveau de la position axiale du bord d'attaque du rotor ou du stator le plus en avant du compresseur (de plus basse pression) 14 ; et/ou
(iii) la température du flux d'air à travers le bord de fuite 64b d'une partie radialement interne de chaque aube de soufflante 64, le flux d'air à travers la partie radialement interne de chaque aube de soufflante 64 étant agencé pour fournir le flux d'air de cœur A.
La température de sortie de compresseur (T30) est définie comme une température moyenne de flux d'air au niveau de la sortie depuis le compresseur 15. T30 est définie au niveau de la position axiale du bord de fuite du rotor le plus en arrière du compresseur 15. Dans le mode de réalisation décrit, l'équipement de combustion 16 situé entre la sortie du compresseur 15 et l'entrée de la turbine 17 située en aval du compresseur 15 fournit de la chaleur au flux de gaz sortant du compresseur 15, augmentant ainsi la température du flux dans la turbine 17 de T30 à T40 ; la différence entre T30 et T40 peut être de l'ordre de 800 °K, ou plus dans certains modes de réalisation.
Dans le mode de réalisation décrit, le moteur à turbine à gaz comprend plus d'un compresseur 14, 15, et plus spécifiquement comprend deux compresseurs. Dans de tels modes de réalisation, la température de sortie du compresseur T30 peut être mesurée au niveau de la sortie du compresseur ayant la plus haute pression 15.
Une élévation de la température de cœur peut être définie comme :
L'élévation de température de cœur peut donc mesurer le changement de température du flux d'air de cœur A causé par la soufflante 23 et le ou les compresseurs 14, 15. L'élévation de température de cœur est définie comme le rapport de température à travers le système de compression de cœur ; cela peut être considéré comme une mesure du rendement thermique du cœur. Dans les modes de réalisation décrits, l'élévation de température de cœur est dans la plage allant de 3,1 à 4,0, et éventuellement dans la plage allant de 3,3 à 3,5. L'élévation de température de cœur peut être égale à 3,33.
Un rapport d'élévation de la température du cœur sur l'extrémité de soufflante peut être défini comme :
Comme la température du flux de cœur A et du flux de contournement B est la même au niveau du bord d'attaque 64a des aubes de soufflante 64 (T20=T120), la même valeur de température, T120, peut être utilisée pour chaque flux A, B, permettant ainsi d'annuler T120 comme indiqué précédemment.
Le rapport d'élévation de température du cœur sur l'extrémité de soufflante peut être dans la plage allant de 2,845 à 3,8, et éventuellement dans la plage allant de 2,9 à 3,2. Le rapport d'élévation de température du cœur sur l'extrémité de soufflante peut être égal à 3 dans certains modes de réalisation. Le rapport d'élévation de température du cœur à l'extrémité de soufflante est donc relativement élevé en raison de l'élévation relativement élevée de la température de cœur et de l'élévation relativement faible de la température d'extrémité de soufflante. Le cycle du moteur peut être conçu, et/ou les paramètres du moteurs choisis, en fonction de ces paramètres.
Dans le mode de réalisation décrit, une architecture à engrenages et un réducteur 30 sont utilisés pour faciliter la faible élévation de température de l'extrémité de soufflante comme décrit ci-dessus. En outre, une conception de compresseur est choisie pour fournir un compresseur 14, 15 avec une conception aérodynamique efficace à un niveau de charge élevé. Dans les modes de réalisation décrits, la conception du compresseur comprend 13 étages de compression ou plus (y compris la soufflante 23 comme premier étage) afin de fournir les effets recherchés. La conception du compresseur peut comprendre un maximum de 16 étages de compression (y compris la soufflante 23) dans certains de ces modes de réalisation. Chaque étage peut être défini comme un rotor, ou une paire rotor-stator. Dans le mode de réalisation décrit, avec 13 étages de compression, la soufflante 23 fournit le premier étage, le compresseur basse pression 14 fournit les trois étages suivants, et le compresseur haute pression 15 fournit les neuf étages finaux. Dans des modes de réalisation alternatifs, le nombre total d'étages de compression peut varier, le nombre de compresseurs 14, 15 peut varier, et/ou la séparation entre les un ou plusieurs compresseurs peut varier.
Dans le mode de réalisation décrit les compresseurs 14, 15 sont des compresseurs axiaux. Dans des modes de réalisation alternatifs, un ou plusieurs des compresseurs 14, 15 peut être un compresseur centrifuge.
Un rapport de haute pression sur le ou les compresseurs et un niveau efficace de compression de cœur peuvent donc être atteints.
Le rapport d'élévation de température du cœur sur l'extrémité de soufflante peut être vu comme une relation entre l'élévation de température à travers le système de compression de cœur (y comprisla soufflante) et celle à travers le système de compression de contournement dans des conditions de fonctionnement en croisière (c'est-à-dire le point de fonctionnement à mi-croisière, qui est une altitude de 10 700 m (35 000 pieds), ou éventuellement plus particulièrement de 10 668 m, et une vitesse de 0,85 Mn dans le mode de réalisation qui est décrit.
Une élévation de la température du compresseur de cœur peut être définie comme :
L'élévation de température du compresseur de cœur peut être dans la plage allant de 2,9 à 4,0, et éventuellement dans la plage allant de 3,1 à 3,3. L'élévation de température du compresseur de cœur peut être, par exemple, égale à 3,12.
Un rapport d'élévation de la température du compresseur de cœur sur l'extrémité de soufflante peut être défini comme :
Le rapport d'élévation de température du compresseur de cœur sur l'extrémité de soufflante peut être dans la plage allant de 2,67 à 3,8, et plus spécifiquement dans la plage allant de 2,67 à 3,7 ou de 2,67 à 3,5. Le rapport d'élévation de température du compresseur de cœur sur l'extrémité de soufflante peut être dans la plage allant de 2,80 à 2,95, et éventuellement être égal à 2,81. Le rapport d'élévation de température du compresseur de cœur sur la soufflante peut être relativement élevé, résultant d'une élévation de température d'extrémité de soufflante relativement faible, et/ou d'une élévation de température de compresseur de cœur relativement élevée.
En comparaison avec l'élévation de température de cœur, l'élévation de température du compresseur de cœur exclut l'élévation de température à travers la racine de soufflante 69, et mesure donc uniquement la chaleur transmise au flux d'air A par le ou les compresseurs 14, 15.
Dans le mode de réalisation décrit, l'obtention d'une élévation de température d'extrémité de soufflante relativement faible est facilitée par l'utilisation d'une architecture à engrenages et d'un réducteur 30, permettant à la soufflante 23 de tourner plus lentement que d'autres composants de train d'entraînement. L'élévation de température du compresseur de cœur relativement élevée peut être fournie en ayant une conception aérodynamique de compresseur de cœur qui est efficace à un niveau de charge élevé, qui peut typiquement être obtenue avec 13 étages de compression ou plus comme exposé ci-dessus.
Le rapport d'élévation de température du compresseur de cœur sur l'extrémité de soufflante peut être considéré comme une relation entre l'élévation de température à travers le système de compression de cœur (à l'exclusionde la soufflante) et celle à travers le système de compression de contournement dans des conditions de fonctionnement en croisière.
L'élévation de température du compresseur de cœur est définie comme le rapport de température à travers le système de compression de cœur ; elle peut être considérée comme une mesure du rendement thermique du compresseur de cœur, selon laquelle l'élévation de pression du compresseur de cœur est atteinte.
L'homme du métier comprendra qu'une ou plusieurs des caractéristiques de moteur suivantes peuvent être réglées pour obtenir un moteur 10 avec un rapport d'élévation de température du compresseur de cœur sur l'extrémité de soufflante dans la plage spécifiée :
● Une conception de soufflante à grande surface de flux, la soufflante 23 étant agencée pour tourner à une vitesse relativement faible (éventuellement facilitée par l'utilisation d'un réducteur 30) afin d'obtenir une faible élévation de température de l'extrémité de soufflante ; et/ou
● Un système de compression de cœur avec de hauts niveaux de rendement et une charge optimisée qui facilitent l'obtention d'un rendement thermique élevé.
● Une faible élévation de température à travers la racine de soufflante 69 peut aider la soufflante à atteindre un rendement propulsif élevé tout en étant opérationnelle et mécaniquement réalisable.
Une élévation de la température de la racine de soufflante peut être définie comme :
L'élévation de température de racine de soufflante peut être dans la plage allant de 1,03 à 1,09, et éventuellement dans la plage allant de 1,05 à 1,07. L'élévation de température de racine de soufflante peut être, par exemple, égale à 1,07.
Un rapport d'élévation de température du compresseur de cœur sur la racine de soufflante peut être défini à l'aide de l'élévation de température de la racine de soufflante et de l'élévation de température du compresseur de cœur :
Le rapport d'élévation de température du compresseur de cœur sur la racine de soufflante peut être dans la plage allant de 2,76 à 4,1, et éventuellement dans la plage allant de 2,8 à 3,2, et peut être, par exemple, égal à 2,9.
Le moteur 10 peut avoir une architecture à engrenages comprenant un réducteur 30. Le moteur 10 peut avoir un rapport de pression élevé et un niveau efficace de compression de cœur, par exemple atteint en ayant une conception aérodynamique de compresseur de cœur qui est efficace à un niveau de charge élevé, qui peut typiquement être obtenue avec 13 étages de compression ou plus, comme exposé ci-dessus.
La racine de soufflante 69 peut être conçue pour avoir une faible élévation de température et un faible niveau de travail pour faciliter le fonctionnement de la soufflante et l'obtention d'un haut niveau de rendement propulsif. Le haut niveau de rendement propulsif peut être fourni par une racine de soufflante 69 relativement droite, ayant un faible niveau de courbure par rapport à la courbure de l'extrémité de soufflante. Par exemple, la courbure de la racine de soufflante 69 peut être inférieure à 60 % de la courbure de l'extrémité de soufflante. Dans le mode de réalisation décrit, la courbure de la partie de racine de l'aube est comprise entre 40 % et 60 % de moins que la courbure à travers la partie d'extrémité de l'aube, et éventuellement de l'ordre de 50 % de moins. Dans des modes de réalisation alternatifs ou supplémentaires, la courbure de la partie de racine peut être inférieure à celle de la partie d'extrémité d'une quantité dans une plage ayant une limite inférieure de l'une valeur quelconque de 5 %, 10 %, 20 %, 30 %, 40 % et une limite supérieure de l'une valeur quelconque de 40 %, 50 % ou 60 %. Les pourcentages listés sont des pourcentages de la cambrure d'aube (c'est-à-dire la différence entre une ligne qui est tangente à la ligne de cambrure au niveau du bord d'attaque de l'aube 68 et une ligne qui est tangente à la ligne de cambrure au niveau du bord de fuite de l'aube (68). L'homme du métier comprendra que la « partie de racine » d'une aube de soufflante est parfois prise en compte pour indiquer la partie d'une aube de soufflante 64 à l'intérieur du moyeu 66 et utilisée pour relier la lame 64 au moyeu 66 ; ce n'est pas le cas tel qu'elle est utilisée ici : la partie de racine 69 se réfère à la partie radialement interne de l'aube telle que décrite ici, s'étendant du moyeu 66 et à travers l'entrée du cœur 11. La partie radialement interne de l'aube telle que définie ici peut également être appelée « section de moyeu » de l'aube par l'homme du métier.
Le rapport de pression global (OPR) d'un moteur 10 avec un rapport d'élévation de température du compresseur de cœur sur la racine de soufflante dans la plage listée peut être supérieur à 40.
Dans divers modes de réalisation, le cœur de moteur 11 comprend :
● une première turbine de basse pression 19 (parfois dite turbine basse pression, ou LPT), un premier compresseur 14, et un premier arbre de cœur 26 reliant la première turbine 19 au premier compresseur 14 ; et
● une deuxième turbine de haute pression 17 (parfois dite turbine haute pression, ou HPT), un deuxième compresseur 15, et un deuxième arbre de cœur 27 reliant la deuxième turbine 17 au deuxième compresseur 15.
Dans de tels modes de réalisation, une température de sortie de la deuxième turbine (T42) peut être définie comme une température moyenne de flux d'air au niveau de la sortie de la deuxième turbine 17 dans des conditions de croisière et une température de sortie de la première turbine (T50) peut être définie comme une température moyenne de flux d'air au niveau de la sortie de la première turbine 19 dans des conditions de croisière. T42 peut être appelée température de sortie de turbine haute pression. T50 peut être appelée température de sortie de turbine basse pression.
Dans des modes de réalisation dans lesquels le moteur 10 comprend plus de deux turbines 17, 19, la turbine de plus grande pression 17 du moteur 10 peut être choisie comme deuxième turbine 17 et la turbine de plus basse pression 19 du moteur 10 peut être choisie comme première turbine 19.
Comme représenté sur la Figure 5A, T42 peut être mesurée au niveau de la position du rotor le plus en arrière de la deuxième turbine 17 et T50 peut être mesurée au niveau de la position du rotor le plus arrière de la première turbine 19.
Dans le mode de réalisation décrit, la première turbine 19 est située immédiatement en aval de la deuxième turbine 17. La température de sortie de deuxième turbine T42 peut donc être mesurée n'importe où entre la deuxième turbine 17 et la première turbine 19, et peut également être similaire ou équivalente à une température d'entrée (T44) pour la première turbine basse pression 19. La Figure 5B illustre la région de mesure pour T42. L'homme du métier comprendra qu'il peut y avoir un changement de température, par exemple de l'ordre de 10 à 20 °K, à travers cette région, par exemple du fait de l'air de refroidissement. Cependant, cette différence peut être trop faible pour affecter de manière sensible les rapports revendiqués.
Dans des modes de réalisation avec plus de deux turbines 17, 19, la température de sortie de la turbine haute pression T42 peut ne pas être similaire ou équivalente à la température d'entrée de la turbine basse pression T44.
La turbine (de plus) basse pression 19 est située immédiatement en amont d'une tuyère de sortie de cœur dans le mode de réalisation qui est décrit. T50 peut être mesurée au niveau de la position du rotor le plus en arrière de la première turbine 19, ou n'importe où à l'intérieur de la tuyère de sortie de cœur. L'homme du métier comprendra que la température du flux de gaz de cœur s'équilibre progressivement avec l'atmosphère environnante lorsqu'elle quitte/une fois qu'elle a quitté le moteur 10. La Figure 5B illustre la région de mesure pour T50.
Un changement de température de la turbine basse pression peut être défini comme :
Le changement de température de la turbine basse pression 19 peut alternativement être défini comme suit, en notant que la température d'entrée de la première turbine T44 est généralement comparable à la température de sortie de la deuxième turbine T42 :
L'homme du métier comprendra que la température chute à travers une turbine en cours d'utilisation, de telle sorte que la température d'entrée (T42) vers la première turbine (basse pression) 19 soit supérieure à la température de sortie (T50) de la première turbine 19. Le changement de température peut donc être décrit comme une chute de température ou une baisse de température.
Dans des modes de réalisation avec plus de deux turbines 17, 19, le changement de température de la turbine basse pression (LPT) peut à la place être appelé changement de température de la turbine de plus basse pression, fournissant une mesure du changement de température juste au-dessus de la turbine de plus basse pression.
Le changement de température de la turbine basse pression fournit donc une mesure du changement de température moyen entre le bord d'attaque de l'aube directrice de tuyère 19a de la LPT 19 (le stator de la paire rotor-stator la plus en avant de la LPT 19) et le bord de fuite de l'étage de rotor final 19c de la LPT 19, comme indiqué sur la Figure 5A.
Le changement de température de la turbine basse pression (T42/T50) peut être dans la plage allant de 1,6 à 1,85, et éventuellement dans la plage allant de 1,65 à 1,8. Le changement de température de la turbine basse pression peut être, par exemple, égal à 1,68.
Un rapport de changement de température de la turbine sur l'extrémité de soufflante peut être défini comme illustré plus bas, à l'aide de l'élévation de température de l'extrémité de soufflante telle que définie précédemment :
Le rapport de changement de température de la turbine sur l'extrémité de soufflante peut être supérieur à celui des moteurs connus, par exemple être dans la plage allant de 1,46 à 2,0 et éventuellement de 1,46 à 1,66. Le rapport de changement de température de la turbine sur l'extrémité de soufflante peut être inférieur à 2,00, et éventuellement dans la plage allant de 1,5 à 1,8 dans certains modes de réalisation.
Dans les moteurs 10 de divers modes de réalisation avec cette relation de température, une ou plusieurs des caractéristiques suivantes peuvent être présentes :
● Un réducteur qui permet à la LPT 19 de fonctionner à une vitesse plus élevée, par exemple ayant une vitesse de fonctionnement maximale comprise entre 4 500 et 8 000 tr/min, par exemple pour une soufflante 23 de diamètre de soufflante dans la plage allant de 330 cm à 380 cm ou alternativement par exemple ayant une vitesse de fonctionnement maximale comprise entre 7 000 et 12 000 tr/min, par exemple pour une soufflante 23 avec un diamètre de soufflante dans la plage allant de 240 cm à 280 cm ;
● L'homme du métier comprendra que, dans des modes de réalisation avec un réducteur 30, la vitesse de la LPT est généralement égale à la vitesse de soufflante multipliée par le rapport d'engrenage du réducteur 30.
● Une LPT 19 avec une charge d'étage favorable, par exemple ayant trois étages de rotor ou plus ;
● Une conception de soufflante aérodynamique efficace, par exemple ayant une courbure de racine de soufflante relativement faible par rapport à la courbure d'extrémité de soufflante (comme décrit plus en détail ailleurs dans le présent document) ;
● Une soufflante 23 agencée pour tourner à une vitesse relativement faible en croisière, éventuellement activée par un réducteur 30 ;
● La vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière peut être, par exemple, inférieure à 2 500 tr/min, ou inférieure à 2 300 tr/min.
● 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), la vitesse de soufflante peut être 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.
● Pour un moteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 330 cm à 380 cm, la vitesse de soufflante peut être 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.
et/ou
● Un moteur conçu pour avoir une faible poussée spécifique, un rapport de contournement élevé et pour avoir un faible rapport de pression de soufflante (le rapport de la pression totale du flux moyenne du flux d'air au niveau de la sortie de la soufflante 23 sur la pression totale moyenne du flux d'air au niveau de l'entrée de la soufflante 23 dans des conditions de croisière).
● « Faible poussée spécifique » peut signifier, dans divers modes de réalisation, une poussée dans des conditions de croisière dans la plage de 60 à 100 NKg-1s, et éventuellement dans la plage de 70 à 90 NKg-1s. Par exemple, la poussée en croisière peut être égale ou inférieure à 90 NKg-1s, et éventuellement égale ou inférieure à 88 ou 85 NKg-1s.
● « Rapport de contournement élevé » peut signifier, dans divers modes de réalisation, un rapport de contournement dans des conditions de croisière dans la plage de, par exemple, 12,5 à 30 ;
● « Faible rapport de pression de soufflante » peut signifier, dans divers modes de réalisation, un rapport de pression de soufflante dans des conditions de croisière dans la plage de 1,2 à 1,45 ; et éventuellement dans la plage de 1,35 à 1,43. En outre éventuellement, le rapport de pression de soufflante en croisière peut être dans la plage de 1,37 à 1,41 ou de 1,38 à 1,40. Par exemple, le rapport de pression de soufflante en croisière peut être égal à 1,39. Dans des modes de réalisation alternatifs ou supplémentaires, le rapport de pression de soufflante en croisière peut être égal à ou de l'ordre de 1,35 ; 1,36 ; 1,37 ; 1,38 ;1,39 ; 1,40 ; 1,41 ; 1,42 ou 1,43, et peut par exemple être dans la plage allant de 1,39 à 1,43, de 1,35 à 1,40 ; et/ou de 1,37 à 1,40.
Pour faciliter le fonctionnement de la turbine basse pression (LPT) 19 de manière à fournir un changement de température plus important (une chute de température de plus grande magnitude à travers la turbine basse pression 19), un réducteur 30 peut être fourni pour permettre à la LPT 19 de fonctionner à une vitesse favorable, plus élevée.
La LPT 19 peut être conçue pour fournir une charge d'étage favorable pour le changement de température plus important. Bien que dépendante de la poussée du moteur, une telle conception peut typiquement être obtenue avec une LPT avec trois étages de rotor ou plus, et éventuellement avec quatre étages de rotor ou plus.
Dans un cœur de moteur 11 comprenant une deuxième turbine haute pression 17, un deuxième compresseur 15, un deuxième arbre de cœur 27 reliant la deuxième turbine 17 au deuxième compresseur 15, et une première turbine basse pression 19, un premier compresseur 14, et un premier arbre de cœur 26 reliant la première turbine 19 au premier compresseur 14, une température d'entrée de deuxième turbine (T40) peut être définie comme une température moyenne de flux d'air au niveau de l'entrée vers la deuxième turbine 17 dans des conditions de croisière. T40 peut être mesurée/définie au niveau du bord en amont (d'attaque) d'une aube directrice de tuyère d'entrée 17a de la turbine haute pression 17, comme représenté sur la Figure 5A. Une aube directrice de tuyère d'entrée 17a peut être considérée comme le stator le plus en avant de la turbine haute pression 17. Dans le mode de réalisation décrit, la température du flux de gaz augmente entre la sortie du compresseur 15 et l'entrée de la turbine 17 en raison de l'équipement de la chambre de combustion 16 ; T40 peut donc être mesurée, ou déterminée pour un point, n'importe où entre la sortie de l'équipement de la chambre de combustion 16 et l'entrée de la deuxième turbine 17, comme illustré sur la Figure 5B, et peut être plus spécifiquement mesurée ou autrement déterminée au niveau d'un bord d'attaque du stator le plus amont 17a de la deuxième turbine 17.
Un changement de température de la turbine (de plus) haute pression peut être défini comme :
Le changement de température de la turbine haute pression (HPT) peut donc être défini comme le changement de température moyenne entre l'amont de l'aube directrice de tuyère d'entrée 17a de la HPT 17 (le stator le plus en avant de la HPT 17) et après l'étage de rotor final de la HPT 17 comme indiqué sur la Figure 5A.
Dans des modes de réalisation avec plus de deux turbines 17, 19, le changement de température de la turbine haute pression peut à la place être appelé changement de température des turbines haute pression et peut être une mesure du changement de température à travers toutes les turbines à l'exception de la turbine de plus basse pression 19. Si la deuxième turbine 17 est la turbine de plus haute pression, la température de sortie de la deuxième turbine T42 peut donc être remplacée par la température de sortie de la deuxième turbine de plus basse-excepté-une pression dans le calcul du rapport, qui peut être au moins sensiblement égal à la température d'entrée de la turbine de plus basse pression T44. T44 peut ne pas être similaire à ou égale à T42 dans de tels modes de réalisation. Le changement de température de la turbine haute pression peut être dans la plage allant de 1,40 à 1,55, et éventuellement dans la plage allant de 1,44 à 1,52. Le changement de température de la turbine haute pression peut être égal à 1,5, par exemple être de 1,50 ou 1,51.
Un rapport de changement de température de la turbine basse pression sur la turbine haute pression peut alors être défini comme ci-après, en notant que T42 est généralement au moins similaire à T44 (par exemple, compris entre 10 et 20 °K) :
Le rapport de changement de température de la turbine basse pression sur la turbine haute pression, qui peut également être appelé rapport de chute de température, peut-être dans la plage allant de 1,09 à 1,30, et éventuellement dans la plage allant de 1,10 à 1,25.
Le rapport de changement de température de la turbine basse pression sur la turbine haute pression fournit une relation entre le changement de température à travers la turbine basse pression 19 et le changement de température à travers la turbine haute pression 17 dans des conditions de fonctionnement en croisière.
Pour réduire la combustion de carburant, et éventuellement réduire ou minimiser la taille du cœur, et/ou maximiser le rendement thermique à travers la turbine haute pression, les inventeurs ont constaté qu'un changement de température relativement faible sur la turbine haute pression (HPT) 17 (par rapport au changement de température sur la turbine basse pression 19) peut être bénéfique.
Dans divers modes de réalisation, ce changement de température relativement faible de la HPT peut être obtenu à l'aide d'une HPT 17 de conception efficace, par exemple ayant deux étages de rotor, ou un seul étage de rotor uniquement.
Dans les modes de réalisation décrits, la première turbine 19 est agencée pour recevoir un flux d'air depuis la sortie de la deuxième turbine 17, de telle sorte que la température d'entrée de la première turbine (T42) soit généralement similaire à la température de sortie de la deuxième turbine (T42), parfois avec une différence de 10 à 20 °K due à l'introduction d'air de refroidissement.
Dans les modes de réalisation décrits, la deuxième turbine 17 est agencée pour recevoir un flux d'air depuis la sortie du compresseur (haute pression) 15 ; ce flux d'air passe via l'équipement de combustion 16 entre le compresseur et la turbine, de telle sorte que T30 (la température d'entrée de la deuxième turbine) soit plus élevée que la température de sortie du compresseur T40.
Dans les moteurs 10 de divers modes de réalisation avec cette relation de température, une ou plusieurs des caractéristiques suivantes peuvent être présentes :
• Un réducteur agencé pour permettre à la LPT 19 de fonctionner à une vitesse favorable, plus élevée ;
• Une LPT 19 avec une charge d'étage optimale, par exemple ayant trois étages de rotor ou plus 19a, 19b, 19c ;
• Un compresseur haute pression 15 avec une conception aérodynamique et un faible niveau de charge, par exemple ayant neuf étages de rotor ou plus ;
• Une HPT efficace 17, par exemple ayant deux étages de rotor ou moins.
La présente description concerne également des procédés 1000 de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz 10 sur un aéronef 50. Les procédés 1000 sont illustrés sur la Figure 8. Le procédé 1000 comprend le démarrage 1002 du moteur 10 (par exemple avant le roulage sur une piste), et le fonctionnement 1004 du moteur pendant le roulage, le décollage et la montée de l'aéronef 50 de manière appropriée, de manière à atteindre des conditions de croisière. Une fois les conditions de croisière atteintes, le procédé 1000 comprend alors le fonctionnement 1006 du moteur à turbine à gaz 10 décrit dans les modes de réalisation ailleurs dans le présent document pour fournir une propulsion dans des conditions de croisière.
Le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne de telle sorte que l'un ou plusieurs des paramètres ou rapports définis ici se trouvent dans les plages spécifiées. Par exemple, le procédé comprend le fonctionnement 1006 du moteur à turbine à gaz 10 de telle sorte qu'un ou plusieurs des éléments suivants :
a) le rapport du moyeu sur l'extrémité de soufflante :
soit dans la plage allant de 0,2 à 0,285 ; et
l'élévation de température d'extrémité de soufflante :
soit dans la plage allant de 1,11 à 1,05 ;
b) le rapport d'élévation de température du cœur sur la soufflante :
soit dans la plage allant de 2,845 à 3,8 ;
c) le rapport d'élévation de la température du compresseur de cœur sur l'extrémité de soufflante :
soit dans la plage de 2,67 à 3,8, et éventuellement de 2,67 à 3,7 ;
d) le rapport d'élévation de température du compresseur de cœur sur la racine de soufflante :
soit dans la plage allant de 2,76 à 4,1 ;
e) le rapport de changement de température de la turbine sur l'extrémité de soufflante :
soit dans la plage allant de 1,46 à 2,0 ; et/ou
f) un rapport de changement de température de la turbine basse pression sur la turbine haute pression :
soit dans la plage allant de 1,09 à 1,30, et éventuellement de 1,10 à 1,25.
La Figure 10 illustre un exemple d'aéronef 50 ayant un moteur à turbine à gaz 10 fixé à chaque aile 52a, 52b de celui-ci. Chaque moteur à turbine à gaz 10 est fixé par l'intermédiaire d'un pylône respectif 54a, 54b. Lorsque l'aéronef 50 est en vol dans des conditions de croisière, telles que définies ici, chaque moteur à turbine à gaz 10 fonctionne selon les paramètres définis ici. Par exemple, les moteurs à turbine à gaz 10 fonctionnent de telle sorte que l'une quelconque ou plusieurs des conditions (a) à (f) définies pour le procédé 1000 ci-dessus soient obtenues.
Il sera entendu que l'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation décrits ci-dessus et que diverses modifications et améliorations peuvent être apportées sans s'écarter 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.

Claims (16)

  1. Moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef comprenant :
    un coeur de moteur (11) comprenant une première turbine (19), un premier compresseur (14) et un premier arbre de cœur (26) reliant la première turbine (19) au premier compresseur (14) ; et une deuxième turbine (17), un deuxième compresseur (15), et un deuxième arbre de cœur (27) reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur, la deuxième turbine (17) étant une turbine à pression plus élevée que la première turbine (19) et le deuxième compresseur (15) étant un compresseur à pression plus élevée que le premier compresseur (14), et une soufflante (23) située en amont du cœur de moteur (11), la soufflante comprenant une pluralité d'aubes de soufflante (64) s'étendant à partir d'un moyeu (66), et dans lequel une température d'entrée de deuxième turbine (T40) est définie comme une température moyenne d'un flux d'air au niveau de l'entrée de la deuxième turbine (17) dans des conditions de croisière, une température d'entrée de première turbine (T44) est définie comme une température moyenne d'un flux d'air au niveau de l'entrée de la première turbine (19) dans des conditions de croisière, une température de sortie de deuxième turbine (T42) est définie comme une température moyenne d'un flux d'air au niveau de la sortie de la deuxième turbine (17) dans des conditions de croisière, et une température de sortie de première turbine (T50) est définie comme une température moyenne d'un flux d'air au niveau de la sortie de la première turbine (19) dans des conditions de croisière,
    et dans lequel un changement de température de turbine basse pression (19) est défini comme :

    un changement de température de turbine haute pression (17) est défini comme :

    et dans lequel un rapport de changement de température de la turbine basse sur la turbine haute pression de :

    est dans la plage allant de 1,09 à 1,25.
  2. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1, dans lequel le rapport de changement de température de la turbine basse sur la turbine haute pression est dans la plage allant de 1,10 à 1,25.
  3. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1 ou la revendication 2, dans lequel :
    (i) le changement de température de la turbine basse pression (T44/T50) est dans la plage allant de 1,6 à 1,85, et éventuellement dans la plage allant de 1,65 à 1,8 ; et/ou
    (ii) le changement de température de la turbine haute pression (T40/T42) est compris dans la plage allant de 1,40 à 1,55, et éventuellement dans la plage allant de 1,44 à 1,52.
  4. Moteur à turbine à gaz (10) selon une quelconque revendication précédente, dans lequel la première turbine (19) est agencée pour recevoir un flux d'air provenant de la sortie de la deuxième turbine (17), de telle sorte que la température d'entrée de la première turbine (T44) est au moins sensiblement égale à la température de sortie de la deuxième turbine (T42).
  5. Moteur à turbine à gaz (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le moteur (10) comprend plus de deux turbines (17, 19), et dans lequel la turbine de plus grande pression du moteur (10) est sélectionnée comme la deuxième turbine (17) et la turbine de plus basse pression du moteur (10) est sélectionnée comme la première turbine (19).
  6. Moteur à turbine à gaz (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel une poussée spécifique du moteur (10) dans des conditions de croisière, définie comme une poussée de moteur nette divisée par un débit massique à travers le moteur (10), est dans la plage allant de 50 à 100 Nkg-1s, et éventuellement inférieure à 90 Nkg-1s.
  7. Moteur à turbine à gaz (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel un débit massique quasi-dimensionnel Q est défini comme :

    où :
    W est le débit massique à travers la soufflante en Kg/s ;
    T0est une température moyenne de stagnation de l'air au niveau de la face de soufflante en kelvins ;
    P0est une pression moyenne de stagnation de l'air au niveau de la face de soufflante en Pa ;
    Asoufflanteest la surface de la face de soufflante en m2;
    et a une valeur dans la plage allant de 0,025 à 0,038 Kgs-1N-1K1/2dans des conditions de croisière, et éventuellement dans la plage allant de 0,031 à 0,036 Kgs-1N-1K1/2’ éventuellement inférieur ou égal à 0,035 Kgs-1N-1K1/2dans des conditions de croisière.
  8. Moteur à turbine à gaz (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel une charge d’extrémité de soufflante dans des conditions de croisière est défini comme dH/Uextrémité 2, où dH est l'augmentation d'enthalpie à travers la soufflante (23) et Uextrémitéest la vitesse de translation d’extrémité de soufflante (68) est dans la plage allant de 0,25 à 0,4, éventuellement de 0,28 à 0,34, éventuellement de 0,29 à 0,31.
  9. Moteur à turbine à gaz (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel les conditions de croisière correspondent :
    aux conditions à mi-croisière d'un aéronef (70) auquel est fixé le moteur (10), et désigne éventuellement les conditions subies par l'aéronef (70) et le moteur (10) au point médian entre la fin de la montée et le début de descente ; et/ou
    à une vitesse d’avancement du moteur à turbine à gaz dans les conditions de croisière dans la plage allant de Mn 0,75 à Mn 0,85, éventuellement de Mn 0,8 ; et/ou
    à des conditions atmosphériques à une altitude qui est dans la plage allant de 10 500 m à 11 600 m, et éventuellement à une altitude de 11 000 m.
  10. Moteur à turbine à gaz selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel les conditions de croisière correspondent :
    (i) à des conditions atmosphériques définies par l'atmosphère standard à une altitude de 10 668 m et un nombre de Mach d’avancement de 0,85 ; ou
    (ii) à des conditions atmosphériques définies par l'atmosphère standard à une altitude de 11 582 m et un nombre de Mach d’avancement de 0,8.
  11. Moteur à turbine à gaz selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel soit :
    (i) le moteur (10) comprend un total de deux turbines (17, 19) et la température d'entrée de la première turbine (T44) est au moins sensiblement égale à la température de sortie de la deuxième turbine (T42) ; soit
    (ii) le moteur (10) comporte plus de deux turbines (17, 19) et le changement de température de turbine haute pression fournit une mesure du changement de température à travers toutes les turbines à l'exception de la turbine basse pression (19).
  12. Moteur à turbine à gaz (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le rapport de pression global (OPR) en croisière est supérieur à 40 et inférieur à 80, et éventuellement dans la plage allant de 45 et 55.
  13. Moteur à turbine à gaz (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la soufflante (23) présente un rayon de bout de soufflante (102) et :
    (i) le rayon d’extrémité de soufflante (102) est dans la plage allant de 110 cm à 150 cm, éventuellement de 120 cm à 140 cm ; soit
    (ii) le rayon d’extrémité de soufflante (102) est dans la plage allant de 155 cm à 200 cm, éventuellement de 165 cm à 190 cm.
  14. Moteur à turbine à gaz (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes, comprenant en outre un réducteur (30) qui reçoit une entrée d’un arbre de cœur (26) et délivre un entraînement à la soufflante (23) de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle du premier arbre de cœur, et dans lequel, éventuellement, le réducteur présente un rapport d'engrenage dans la plage allant de 3,2 à 5, et éventuellement dans la plage de 3,2 à 3,8.
  15. Moteur à turbine à gaz (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la première turbine basse pression (19) comprend au moins quatre étages de rotor (19a-c).
  16. Procédé (1000) de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz (10) sur un aéronef, le moteur à turbine à gaz (10) étant tel que défini dans l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le procédé (1000) comprend :
    le fonctionnement (1002) du moteur à turbine à gaz (10) pour fournir une propulsion dans des conditions de croisière de telle sorte que le rapport de changement de température de la turbine basse sur la turbine haute pression est dans la plage allant de 1,09 à 1,30.
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