FR3101614A1 - Système propulsif pour aéronef à turbomoteur déporté - Google Patents

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Abstract

Système propulsif pour aéronef à turbomoteur déporté Système propulsif (10) pour aéronef, comprenant un premier module propulsif (12), un premier turbomoteur (60) configuré pour entrainer le premier module propulsif, un deuxième module propulsif (14), et un deuxième turbomoteur (80) configuré pour entrainer le deuxième module propulsif, le premier turbomoteur et le premier module propulsif étant situés en dehors d’une zone d’éclatement (90) du deuxième turbomoteur, le deuxième module propulsif et le deuxième turbomoteur étant situés en dehors d’une zone d’éclatement (70) du premier turbomoteur, la zone d’éclatement (70, 90) d’un turbomoteur donné (60, 80) étant une zone dans laquelle une turbine dudit turbomoteur donné est susceptible de projeter des éléments solides en cas de défaillance. Aéronef comprenant un tel système propulsif. Figure pour l’abrégé : Fig. 4.

Description

Système propulsif pour aéronef à turbomoteur déporté
Le présent exposé concerne le domaine des systèmes propulsifs pour aéronefs. Par exemple, le système propulsif peut être configuré pour l’ingestion de la couche limite d’air du fuselage.
Le document FR2762585 décrit un système de motorisation d’un avion de transport à hélices.
Le document ICAS2018_0135 (L. Wiart, ONERA, France ; C. Negulescu, AIRBUS, France. « EXPLORATION OF THE AIRBUS "NAUTILIUS" ENGINE INTEGRATION CONCEPT ») décrit un aéronef dont le système propulsif est configuré pour l’ingestion d’air depuis une couche limite d’air du fuselage.
Du fait de la proximité des turbomoteurs l’un par rapport à l’autre, une défaillance de l’un des turbomoteurs risque d’endommager l’autre, voire le module propulsif associé.
Le présent exposé vise ainsi à répondre au moins partiellement à ces problématiques, et propose ainsi un système propulsif pour aéronef.
Selon un exemple, le système propulsif pour aéronef comprend un premier module propulsif, un premier turbomoteur configuré pour entrainer le premier module propulsif, un deuxième module propulsif, et un deuxième turbomoteur configuré pour entrainer le deuxième module propulsif, le premier turbomoteur étant situé en dehors d’une zone d’éclatement du deuxième turbomoteur, le deuxième turbomoteur étant situé en dehors d’une zone d’éclatement du premier turbomoteur, la zone d’éclatement d’un turbomoteur donné étant une zone dans laquelle une turbine dudit turbomoteur donné est susceptible de projeter des éléments solides en cas de défaillance.
Selon un exemple, le premier module propulsif est configuré pour ingérer une partie d’une couche limite d’air générée lors d’un mouvement d’air sur une surface du fuselage dudit aéronef. En complément ou en alternative, le premier module propulsif est situé en dehors de la zone d’éclatement du deuxième turbomoteur, et le deuxième module propulsif est situé en dehors de la zone d’éclatement du premier turbomoteur.
Selon un exemple, la zone d’éclatement d’un turbomoteur donné s’étend au moins radialement depuis ledit turbomoteur donné par rapport à un axe de rotation de ladite turbine.
Selon un exemple, la zone d’éclatement dudit turbomoteur donné s’étend au moins radialement dans un plan de rotation de ladite turbine.
Selon un exemple, la zone d’éclatement dudit turbomoteur donné s’étend au moins radialement depuis ladite turbine et/ou depuis une région dudit turbomoteur donné qui s’étend axialement entre ladite turbine et une chambre de combustion dudit turbomoteur donné.
Selon un exemple, la zone d’éclatement dudit turbomoteur donné s’étend au moins transversalement par rapport à l’axe de rotation et de part et d’autre d’un plan de rotation de ladite turbine.
Selon un exemple, la zone d’éclatement dudit turbomoteur donné s’étend au moins transversalement par rapport à l’axe de rotation et de part et d’autre du plan de rotation avec un angle de 75° ou plus par rapport à l’axe de rotation.
Selon un exemple, les premier et deuxième modules propulsifs sont situés en aval de la zone d’éclatement du premier turbomoteur et en amont de la zone d’éclatement du deuxième turbomoteur.
Selon un exemple, le premier turbomoteur comprend plusieurs turbines, toutes les turbines du premier turbomoteur étant situées en amont des premier et deuxième modules propulsifs. En complément ou en alternative, le deuxième turbomoteur comprend plusieurs turbines, toutes les turbines du turbomoteur étant situées en aval des premier et deuxième modules propulsifs.
Selon un exemple, l’un au moins des premier et deuxième modules propulsifs comprend une soufflante.
Selon un exemple, la soufflante est carénée.
Selon un exemple, la soufflante est apte à tourner autour d’un axe de rotation de soufflante, qui est parallèle et non-confondu avec un axe de rotation de turbine autour duquel peut tourner une turbine d’au moins l’un des premier et deuxième turbomoteurs.
Selon un exemple, le premier turbomoteur est configuré pour entrainer le premier module propulsif via une première transmission, le deuxième turbomoteur étant configuré pour entrainer le deuxième module propulsif via une deuxième transmission, les première et deuxième transmissions étant situées en dehors des zones d’éclatement des premier et deuxième turbomoteurs.
Selon un exemple, l’une au moins des transmissions du système propulsif est mécanique.
Selon un exemple, l’une au moins des première et deuxième transmissions est une transmission mécanique comprenant au moins un renvoi d’angle.
Selon un exemple, le premier turbomoteur est configuré pour entrainer en outre le deuxième module propulsif, et/ou le deuxième turbomoteur est configuré pour entrainer en outre le premier module propulsif.
Selon un exemple, le système propulsif pour aéronef est configuré pour s’étendre selon un axe longitudinal d’un fuselage de l’aéronef et comprend un premier turbomoteur, un deuxième turbomoteur, une première soufflante et une deuxième soufflante, le premier turbomoteur comprenant une première turbine tournant selon un premier axe de rotation de turbine et entrainant la première soufflante autour d’un premier axe de rotation de soufflante, le premier axe de rotation de soufflante étant parallèle à l’axe longitudinal, le deuxième turbomoteur comprenant une deuxième turbine tournant selon un deuxième axe de rotation de turbine et entrainant la deuxième soufflante autour d’un deuxième axe de soufflante, le deuxième axe de rotation de soufflante étant parallèle à l’axe longitudinal, les première et deuxième soufflantes étant placées axialement selon l’axe longitudinal entre les premier et deuxième rotors de turbines.
Selon un exemple, le premier axe de rotation de soufflante est parallèle et décalé du premier axe de rotation de turbine.
Selon un exemple, le deuxième axe de soufflante est parallèle et décalé du deuxième axe de rotation de turbine.
Le présent exposé présente aussi un aéronef comprenant un système propulsif comme décrit précédemment.
Selon un exemple, les premier et deuxième turbomoteurs sont situés à l’intérieur du fuselage.
Selon un exemple, l’aéronef comprend une entrée d’air de couche limite, via laquelle le premier module propulsif du système propulsif est configuré pour ingérer de l’air de la couche limite d’air généré par le mouvement d’air sur la surface du fuselage, l’entrée d’air de couche limite étant située plus proche d’une extrémité arrière du fuselage que d’une extrémité avant du fuselage.
Selon un exemple, l’entrée d’air de couche limite est délimitée par une partie effilée du fuselage, la partie effilée présentant une section dégressive depuis une extrémité avant de la partie effilée vers une extrémité arrière de la partie effilée et vers le premier module propulsif.
Selon un exemple, le fuselage a une première partie effilée et une deuxième partie effilée, la première partie effilée présentant une section dégressive depuis une extrémité avant de la première partie effilée vers une extrémité arrière de la première partie effilée et vers le premier module propulsif, et la deuxième partie effilée présentant une section dégressive depuis l’extrémité avant de la deuxième partie effilée vers l’extrémité arrière de la deuxième partie effilée et vers le deuxième module propulsif.
Selon un exemple, le système propulsif est situé plus près d’une extrémité arrière du fuselage que d’une extrémité avant du fuselage.
Selon un exemple, le système propulsif est situé derrière une aile de l’aéronef.
Selon un exemple, l’axe de rotation de turbine de l’un au moins des premier et deuxième turbomoteurs s’étend de l’une des extrémités avant et arrière du fuselage à l’autre.
Le présent exposé peut être mieux compris en considérant la description détaillée suivante des aspects de l’exposé à la lumière des figures, dans laquelle :
La figure 1 représente un aéronef.
La figure 2 représente un schéma d’une partie de l’aéronef.
La figure 3 représente un schéma d’un système propulsif dans une partie de l’aéronef.
La figure 4 représente un schéma d’un système propulsif dans une partie de l’aéronef.
La figure 5 représente un schéma d’un système propulsif dans une partie de l’aéronef.
La figure 6 représente un schéma d’un système propulsif dans une partie de l’aéronef.
La figure 7 représente un schéma d’un turbomoteur.
D'autres caractéristiques et avantages de l'objet du présent exposé ressortiront de la description suivante de modes de réalisation, donnés à titre d'exemples non limitatifs, en référence aux figures annexées.
On voit, en figure 1, un aéronef 1. L’aéronef 1 comprend un fuselage 2 et un système propulsif 10.
Le système propulsif 10 comprend au moins un module propulsif, ici un premier module propulsif 12 et un deuxième module propulsif 14.
L’un au moins de ces modules propulsifs peut être situé au niveau de la partie arrière 3 du fuselage 2. Lors du vol de l’aéronef 1, une couche limite d’air peut être générée sur une surface du fuselage 2, par le mouvement de l’air sur ladite surface vers une partie arrière 3 du fuselage depuis une extrémité avant 4 du fuselage. Ainsi, l’un au moins des modules propulsifs 12, 14 peut être configuré pour ingérer une partie de ladite couche limite. Un tel emplacement peut permettre d’améliorer l’efficacité et/ou la performance du module propulsif.
Pour être situé au niveau de la partie arrière 3 du fuselage 2, le ou les modules propulsifs 12, 14 peuvent être situés plus près d’une extrémité arrière 5 du fuselage 2 que de l’extrémité avant 4 du fuselage, et/ou derrière une aile 1a de l’aéronef 1.
La vitesse de l’aéronef par rapport à l’air dans la couche limite peut être sensiblement moins importante que la vitesse de l’aéronef par rapport à l’air en dehors de la couche limite. Ainsi, en situant le(s) module(s) propulsif(s) vers la partie arrière 3 du fuselage, il peut être possible de réduire la trainée aérodynamique engendrée par ce(s) module(s) propulsif(s), par rapport à un emplacement où la couche limite du fuselage 2 est relativement mince ou un emplacement en dehors de celle-ci (par exemple en dessous des ailes 1a de l’aéronef 1).
L’un au moins de ces modules propulsifs peut être configuré pour ingérer une partie de la couche limite d’air du fuselage 2. Par exemple, le premier module propulsif 12 peut être configuré pour ingérer de l’air via une première entrée d’air de couche limite 6, et/ou le deuxième module propulsif 14 peut être configuré pour ingérer de l’air via une deuxième entrée d’air de couche limite 7. La première 6 et/ou la deuxième 7 entrée(s) d’air de couche limite peut/peuvent être située(s) au niveau de la partie arrière 3 du fuselage 2. Par exemple, elle(s) peut/peuvent être située(s) plus près de l’extrémité arrière 5 du fuselage que de l’extrémité avant 4 du fuselage, et/ou derrière l’aile 1a de l’aéronef 1.
La figure 2 représente la partie arrière 3 du fuselage 2 visible en figure 1 en coupe schématique.
Comme on le voit en figure 2, la première entrée d’air de couche limite 6 peut être délimitée par une partie effilée du fuselage 2. La partie effilée peut présenter une section dégressive depuis une extrémité avant 8 de la partie effilée vers une extrémité arrière 9 de la partie effilée et vers le premier module propulsif 12. En alternative ou en complément, la deuxième entrée d’air de couche limite 7 peut être délimitée par une partie effilée présentant une section dégressive depuis son extrémité avant 8’ vers son extrémité arrière 9’ et vers le deuxième module propulsif 14. La partie effilée peut guider la couche limite d’air du fuselage 2 vers le module propulsif correspondant.
L’ingestion de la couche limite d’air du fuselage 2 par un ou plusieurs modules propulsifs peut permettre d’améliorer l’efficacité de l’aéronef 1.
L’un au moins des premier 12 et deuxième 14 modules propulsifs comprend une soufflante, qui peut éventuellement être une soufflante carénée. Par exemple, en figure 2, on voit que le premier module propulsif 12 comprend une première soufflante 11 carénée, avec une nacelle 13 disposée autour de la partie effilée de la première entrée d’air de couche limite 6. Comme on le voit en figure 2, le deuxième module propulsif 14 peut comprendre une deuxième soufflante 15 carénée, avec une nacelle 16 disposée autour de la deuxième entrée d’air de couche limite 7. En disposant les nacelles 13, 16 autour des première 6 et deuxième 7 entrées d’air de couche limite, l’air de la couche limite entrant par les entrées peut être canalisé par les nacelles pour entrainement par les première 11 et deuxième 15 soufflantes. Cet effet de canalisation peut améliorer le rendement des modules propulsifs.
Le système propulsif 10 comprend un premier turbomoteur 60 et un deuxième turbomoteur 80, qui peuvent être agencés dans le fuselage 2. Par exemple, les premier 60 et deuxième 80 turbomoteurs peuvent être situés vers la partie arrière 3 du fuselage 2. Par exemple, ils peuvent être situés plus près de l’extrémité arrière 5 du fuselage que de l’extrémité avant 4 du fuselage, et/ou derrière l’aile 1a de l’aéronef.
Lorsque les premier 60 et deuxième 80 turbomoteurs et les premier 12 et deuxième 14 modules propulsifs sont situés vers la partie arrière 3 du fuselage 2, ou plus près de l’extrémité arrière 5 du fuselage que de l’extrémité avant 4 du fuselage, ou derrière l’aile 1a de l’aéronef 1, on peut dire que le système propulsif 10 y est situé aussi. Cette configuration peut permettre de limiter l’encombrement axial du système propulsif 10 (son encombrement entre les extrémités avant 4 et arrière 5 du fuselage 2).
Le premier turbomoteur 60 peut être configuré pour entrainer le premier module propulsif 12. En complément ou en alternative, le deuxième turbomoteur 80 peut être configuré pour entrainer le premier module propulsif 12, et/ou le deuxième module propulsif 14 (si présent). Cette configuration peut assurer une redondance du système propulsif 10, et donc une sécurité de l’aéronef 1, par exemple par rapport à un système propulsif à un seul turbomoteur et/ou un seul module propulsif.
Le premier turbomoteur 60 peut être configuré pour entrainer le premier module propulsif 12 via une première transmission 20.
Le deuxième turbomoteur 80 peut être configuré pour entrainer le deuxième module propulsif 14 via une deuxième transmission 30.
Un turbomoteur donné peut présenter une zone d’éclatement, ce qui comprend une zone dans laquelle une turbine dudit turbomoteur est susceptible de projeter des éléments solides en cas de défaillance. En figure 2, on voit la zone d’éclatement 70 du premier turbomoteur 60. Le deuxième turbomoteur 80 peut présenter sa propre zone d’éclatement, mais celle-ci n’est pas représentée en figure 2 pour raison de simplicité. L’étendue d’une zone d’éclatement donnée va être détaillée plus tard.
Lorsqu’un objet est situé dans la zone d’éclatement du turbomoteur, on peut comprendre que la protection de cet objet contre d’éventuelles projections d’éléments solides peut nécessiter du blindage entre le turbomoteur et l’objet, ce qui peut augmenter la masse du système propulsif 10.
Comme on le voit en figure 2, le deuxième turbomoteur 80 est situé dans la zone d’éclatement 70 du premier turbomoteur 60. Par conséquent, il y a un risque qu’une défaillance d’une turbine du premier turbomoteur 60 endommage le deuxième turbomoteur.
Pour éviter ce genre de problème, le deuxième turbomoteur 80 peut être situé en dehors de la zone d’éclatement 70 du premier turbomoteur 60. Par ailleurs, pour éviter l’endommagement du premier turbomoteur 60 par l’éventuelle projection d’éléments solides lors d’une défaillance de turbine du deuxième turbomoteur 80, le premier turbomoteur 60 peut être situé en dehors de la zone d’éclatement du deuxième turbomoteur 80.
En figure 3, on voit un exemple d’une configuration du système propulsif 10, qui diffère de celle représentée en figure 2 en ce que les premier 60 et deuxième 80 turbomoteurs sont situés de manière à ce que le premier turbomoteur soit situé en dehors de la zone d’éclatement 90 du deuxième turbomoteur, et le deuxième turbomoteur soit situé en dehors de la zone d’éclatement 70 du premier turbomoteur.
On prévoit de nombreuses configurations pour situer les turbomoteurs de manière à ce que le premier turbomoteur 60 soit en dehors de la zone d’éclatement du deuxième turbomoteur 80, et que le deuxième turbomoteur soit en dehors de la zone d’éclatement 70 du premier turbomoteur 60.
En figure 3, par exemple, les premier 60 et deuxième 80 turbomoteurs sont situés en dehors respectivement des zones d’éclatement 90, 70 des deuxième et premier turbomoteurs, avec le premier turbomoteur situé devant la zone d’éclatement 90 du deuxième turbomoteur 80, et le deuxième turbomoteur situé derrière la zone d’éclatement 70 du premier turbomoteur.
Quand on dit qu’un objet est « devant la zone d’éclatement » d’un turbomoteur, on peut comprendre que l’objet est situé entre la zone d’éclatement et l’extrémité avant 4 du fuselage 2, et quand on dit qu’un objet est « derrière la zone d’éclatement » d’un turbomoteur, on peut comprendre que la zone d’éclatement est situé entre l’objet et l’extrémité avant du fuselage. Les termes « avant » et « arrière » peuvent designer des directions opposées le long d’un axe longitudinal 0 du fuselage s’étendant de l’extrémité avant 4 à l’extrémité arrière 5 du fuselage.
Par ailleurs, on note que les premier 12 et deuxième 14 modules propulsifs peuvent être situés en dehors des zones d’éclatement 70, 90 des premier 60 et deuxième 80 turbomoteurs. En situant un module propulsif donné en dehors des zones d’éclatement 70, 90 des turbomoteurs 60, 80, il peut être possible d’éviter ou de limiter l’endommagement par l’éventuelle projection d’éléments solides d’une turbine défaillante des turbomoteurs.
Lorsqu’un module propulsif comprend une soufflante, on peut comprendre qu’au moins la soufflante du module propulsif est située en dehors de/devant/derrière la zone d’éclatement quand on dit que le module propulsif est « situé en dehors de/devant/derrière la zone d’éclatement »
Par exemple, comme on le voit en figure 3, les premier 12 et deuxième 14 modules propulsifs peuvent être situés derrière la zone d’éclatement 70 du premier turbomoteur 60, et/ou situés devant la zone d’éclatement 90 du deuxième turbomoteur 80.
Comme on le voit en figure 3, le premier turbomoteur 60 peut être situé entièrement à l’intérieur du fuselage 2. Ceci peut également être le cas pour le deuxième turbomoteur 80.
En alternative, comme on le voit en figure 3, le deuxième turbomoteur 80 peut être situé de manière à ce que sa zone d’éclatement 90 soit derrière l’extrémité arrière 5 du fuselage 2.
Comme on le voit en figure 3, la première transmission 20 peut être située en dehors de la zone d’éclatement 90 du deuxième turbomoteur 80, et/ou la deuxième transmission 30 peut être située en dehors de la zone d’éclatement 70 du premier turbomoteur 60. Ainsi, il peut être possible d’éviter ou de limiter l’endommagement de ce(s) transmission(s) par projection d’éléments solides.
L’emplacement latéral (dans le sens de l’envergure de l’aéronef 1) du premier turbomoteur 60 peut être sensiblement centré par rapport à l’aéronef 1 et/ou au fuselage 2 et/ou aux ailes. En alternative ou en complément, l’emplacement latéral du deuxième turbomoteur 80 peut être sensiblement centré par rapport à l’aéronef 1 et/ou au fuselage 2 et/ou aux ailes. Un tel emplacement peut permettre de réduire la contribution locale du/des turbomoteur(s) à l’encombrement latéral du système propulsif 10, et/ou peut améliorer la symétrie latérale de répartition de masse du système propulsif 10. Selon un exemple, l’un au moins des turbomoteurs peut même être situé sur l’axe 0 du fuselage 2.
Une turbine d’un turbomoteur donné peut tourner autour d’un axe qui est différent d’un axe autour duquel tourne la soufflante entrainée par ledit turbomoteur. La transmission correspondante peut, dans ce cas, comprendre au moins un renvoi d’angle.
Comme on le voit en figure 3, ces axes peuvent être parallèles et non-confondus, l’un avec l’autre. Par exemple, l’axe 00 d’une turbine du premier turbomoteur 60 est parallèle à l’axe 000 de la soufflante 11 du premier module propulsif 12, mais les deux axes sont non-confondus puisque l’axe 00 est décalé latéralement (dans le sens de l’envergure de l’aéronef 1) et/ou en hauteur (perpendiculairement à l’envergure de l’aéronef) par rapport à l’axe 000.
La première transmission 20 peut comprendre un premier renvoi d’angle 21 disposé cinématiquement entre le premier turbomoteur 60 et le premier module propulsif 12, et un deuxième renvoi d’angle 22 disposé cinématiquement entre le premier module propulsif et le premier renvoi d’angle de la première transmission.
Par exemple, en complément ou en alternative, l’axe 00’ d’une turbine du deuxième turbomoteur 80 peut être parallèle et non-confondu avec l’axe 000’ de la soufflante 13 du deuxième module propulsif 14.
La deuxième transmission 30 peut comprendre un premier renvoi d’angle 31 disposé cinématiquement entre le deuxième turbomoteur 60 et le deuxième module propulsif 14, et un deuxième renvoi d’angle 32 disposé cinématiquement entre le deuxième module propulsif et le premier renvoi d’angle de la deuxième transmission.
Comme on le voit en figure 3, chacun des premier 60 et deuxième 80 turbomoteurs peut être configuré pour entrainer l’un parmi les premier 12 et deuxième 14 modules propulsifs. Cependant, il peut être prévu qu’au moins l’un des premier et deuxième turbomoteurs puisse entrainer plusieurs modules propulsifs, et/ou qu’au moins l’un des premier et deuxième modules propulsifs soit entrainé par plusieurs turbomoteurs.
En option, le premier 12 et/ou deuxième 14 module propulsif peut être lié chacun au fuselage 2 par une pluralité de poutres distribuées autour de l’axe 00 de la turbine du premier turbomoteur, pour limiter la probabilité qu’une éventuelle défaillance de cette turbine ne détache l’un de ces modules propulsifs.
En figure 4, on voit un exemple d’une configuration du système propulsif 10, qui diffère de celle représentée en figure 3 en ce que le premier turbomoteur 60 est configuré pour entrainer les premier 12 et deuxième 14 modules propulsifs.
La première transmission 20 peut comprendre en outre un troisième renvoi d’angle 23 disposé cinématiquement entre le premier turbomoteur 60 et le deuxième module propulsif.
Comme on le voit en figure 4, le troisième renvoi d’angle 23 de la première transmission 20 peut être disposé cinématiquement entre le deuxième module propulsif 14 et le premier renvoi d’angle 21 de la première transmission.
Les premier 12 et deuxième 14 modules propulsifs peuvent, par ailleurs, être configurés pour être entrainés par le deuxième turbomoteur 80. A cet effet, la deuxième transmission 30 peut comprendre en outre un troisième renvoi d’angle 33 disposé cinématiquement entre le premier module propulsif 12 et le deuxième turbomoteur.
Lorsque les premier 12 et deuxième 14 modules propulsifs sont chacun configurés pour être entrainés par les premier 60 et deuxième 80 turbomoteurs, il peut être possible de dissocier la distribution de la poussée générée par les premier et deuxième modules propulsifs de la distribution de la puissance d’entrainement générée par les premier et deuxième turbomoteurs. Typiquement, la poussée peut être équirépartie même si la génération de puissance d’entrainement ne l’est pas.
Comme on le voit en figure 4, le troisième renvoi d’angle 33 de la deuxième transmission 30 peut être disposé cinématiquement entre le premier module propulsif 12 et le premier renvoi d’angle 31 de la deuxième transmission.
Si l’un des turbomoteurs s’arrêtait d’entrainer les modules propulsifs, l’autre pourrait continuer à les entrainer. Par ailleurs, il peut être possible d’éviter ou de réduire un déséquilibre de poussée dans une telle situation.
En figure 5, on voit un exemple d’une configuration du système propulsif 10, qui diffère de celles représentées en figures 3 & 4 en ce que l’axe 00 d’une turbine du premier turbomoteur 60 et l’axe 00’ d’une turbine du deuxième turbomoteur 80 ne sont ni sensiblement parallèles l’un à l’autre ni confondus l’un avec l’autre. Ils forment un angle non nul entre eux, ce qui peut permettre, par exemple de les disposer sensiblement au même niveau le long de l’axe 0 du fuselage 2.
Comme dans la figure 2, en figure 5, les premier 60 et deuxième 80 turbomoteurs sont disposés latéralement du même côté des premier 12 et deuxième 14 modules propulsifs. Toutefois, on note, en figure 5, que le premier turbomoteur est situé en dehors de la zone d’éclatement 90 du deuxième turbomoteur, et le deuxième turbomoteur est situé en dehors de la zone d’éclatement 70 du premier turbomoteur.
Comme on le voit en figure 5, les premier 60 et deuxième 80 turbomoteurs peuvent être orientés de manière à ce que leurs zones d’éclatement 70, 90 se croisent. Lorsque les premier 12 et deuxième 14 modules propulsifs, et les première 20 et deuxième 30 transmissions sont tous disposés du même côté de ces zones d’éclatement, il est peu probable qu’ils puissent être endommagés par d’éventuelles projections d’éléments solides. Par exemple, en figure 5, ces composants sont tous disposés derrière les zones d’éclatement des premier et deuxième turbomoteurs.
Par ailleurs, on note que l’axe 00, 00’ d’un turbomoteur 60, 80 donné peut être non parallèle à l’axe 000, 000’ d’un module propulsif 12, 14 qu’il entraine. Chacune des première 20 et deuxième 30 transmissions peut comprendre un unique renvoi d’angle, par exemple.
Comme on l’a vu dans la figure 4, il est également envisagé qu’au moins l’un parmi les premier 60 et deuxième 80 turbomoteurs visibles en figure 5 soit configuré pour entrainer plusieurs modules propulsifs. Par exemple, le premier turbomoteur peut être configuré pour entrainer les premier 12 et deuxième 14 modules propulsifs via la première transmission 20, et la deuxième transmission 30 est disposée cinématiquement entre la première transmission et le deuxième turbomoteur de manière à ce que le deuxième turbomoteur puisse entrainer les premier et deuxième modules propulsifs via les première et deuxième transmissions.
En figure 6, on voit un exemple d’une configuration du système propulsif 10 qui diffère de celle représentée en figure 5 en ce qu’il comprend un troisième turbomoteur 50.
Le troisième turbomoteur 50 peut être situé, par exemple, de la même manière que le deuxième turbomoteur 80 représenté en figure 3 ou 4, avec sa zone d’éclatement 51 située derrière les modules propulsifs.
Le troisième turbomoteur 50 peut être configuré pour entrainer un ou plusieurs modules propulsifs du système propulsif 10, par exemple via une troisième transmission 17.
Lorsqu’il est configuré pour entrainer le premier module propulsif 12 ou le deuxième 14 module propulsif, le troisième turbomoteur 50 peut être configuré pour l’entrainer via la troisième transmission 17 de la même manière que celle dont le deuxième turbomoteur 80 est configuré pour entrainer le deuxième module propulsif 14 via la deuxième transmission 30 en figure 3.
Lorsqu’il est configuré pour entrainer les premier 12 et deuxième 14 modules propulsifs, le troisième turbomoteur 50 peut être configuré pour les entrainer via la troisième transmission 17 de la même manière que celle dont le deuxième turbomoteur 80 est configuré pour entrainer les premier 12 et deuxième 14 modules propulsifs via la deuxième transmission 30 en figure 4.
Comme on le voit en figure 6, le système propulsif 10 peut éventuellement comprendre un troisième module propulsif 18. Toutefois, on note que le nombre des modules propulsifs peut bien être différent du nombre des turbomoteurs. Par exemple, pour la génération d’une poussée donnée, un système propulsif à deux modules propulsifs peut être plus léger qu’un système propulsif à trois modules propulsifs.
Le troisième module propulsif 18 peut être situé sensiblement à une même distance entre les extrémités avant 4 et arrière 5 du fuselage 2 que les premier 12 et deuxième 14 modules propulsifs. Dans ce cas, le troisième module propulsif peut éventuellement être situé au-dessus ou en-dessous des premier et deuxième modules propulsifs.
Lorsqu’il est configuré pour entrainer le troisième module propulsif 18, le troisième turbomoteur 50 peut être configuré pour l’entrainer via la troisième transmission 17.
Le troisième turbomoteur 50 peut être situé par rapport au troisième module propulsif 18 de manière à ce qu’un axe 00’’ d’une turbine du troisième turbomoteur soit confondu avec un axe 000’’ d’une soufflante 19 du troisième module propulsif. Dans ce cas, il est possible que la troisième transmission ne comprenne pas de renvoi d’angle disposé cinématiquement entre le troisième turbomoteur en le troisième module propulsif. Toutefois, dans d’autres configurations, un renvoi d’angle peut être envisagé.
Lorsqu’il est configuré pour entrainer le troisième module propulsif 18 et l’un au moins des premier 12 et deuxième 14 modules propulsifs, le troisième turbomoteur 50 peut être configuré pour les entrainer via la troisième transmission 17 d’une manière similaire à ce qui est présentée pour la deuxième transmission 30 en figure 4.
En figure 7, on voit un turbomoteur 100 schématisé et sa zone d’éclatement 200. Un tel turbomoteur 100 peut être utilisé en tant que premier turbomoteur 60 (par exemple dans l’une des configurations représentées en figures 2-6), et/ou en tant que deuxième turbomoteur 80 (par exemple dans l’une des configurations représentées en figures 2-6), et/ou en tant que troisième turbomoteur 50 (par exemple dans la configuration représentée en figure 6), par exemple.
Pour simplifier la discussion sur sa géométrie, la zone d’éclatement est représentée en plusieurs parties disposées chacune d’un seul côté du turbomoteur (ou de l’axe 00’’’). On comprend bien, cependant, qu’en réalité la zone d’éclatement peut entourer le turbomoteur. Pour cette raison, des zones d’éclatement 51, 70, 90 sont représentées en figures 2-6 des deux côtés des turbomoteurs 50, 60, 80.
On comprend par « amont » et « aval » des directions par rapport au turbomoteur qui sont respectivement vers son côté par lequel l’air entre dans le turbomoteur et son côté par lequel le gaz d’échappement sort du turbomoteur. Selon l’orientation du turbomoteur, le mouvement de l’air sur le fuselage lors du vol de l’aéronef peut également se faire d’amont en aval.
Le turbomoteur 100 peut comprendre au moins une première turbine 102. Comme on le voit en figure 7, la zone d’éclatement 200 du turbomoteur peut s’étendre au moins radialement depuis le turbomoteur par rapport à un axe de rotation de la première turbine. Par exemple, la partie radiale 210 de la zone d’éclatement s’étend dans un plan de rotation de la première turbine.
Par ailleurs, la zone d’éclatement 200 du turbomoteur 100 peut s’étendre au moins transversalement par rapport à l’axe de rotation de la première turbine 102. Par exemple, comme on le voit en figure 7, la partie aval 211 de la zone d’éclatement s’étend transversalement par rapport à l’axe de rotation en aval de la première turbine.
Par ailleurs, on voit que la zone d’éclatement 200 puisse, en outre ou en alternative, s’étendre transversalement par rapport à l’axe de rotation en amont de la première turbine 102. Par exemple, comme on le voit en figure 7, la partie amont 212 de la zone d’éclatement s’étend transversalement par rapport à l’axe de rotation en amont de la première turbine.
Le turbomoteur 100 peut comprendre au moins un premier compresseur 109. La zone d’éclatement 200 peut comprendre une zone dans laquelle le premier compresseur 109 est susceptible de projeter des éléments solides en cas de défaillance. Dans ce cas, comme on le voit en figure 7, la zone d’éclatement 200 du turbomoteur peut s’étendre au moins radialement depuis le turbomoteur par rapport à un axe de rotation du premier compresseur, et ce indépendamment de la géométrie de la zone d’éclatement au niveau de la première turbine 102. Par exemple, la partie radiale 220 de la zone d’éclatement s’étend dans un plan de rotation du premier compresseur.
Par ailleurs, et également indépendamment de la géométrie de la zone d’éclatement 200 au niveau de la première turbine 102, la zone d’éclatement 200 du turbomoteur 100 peut s’étendre au moins transversalement par rapport à l’axe de rotation du premier compresseur 109, en amont et/ou en aval du premier compresseur.
Par exemple, la partie aval 221 de la zone d’éclatement 200 s’étend transversalement par rapport à l’axe de rotation du premier compresseur en aval du premier compresseur avec un angle A3, et la partie amont 222 de la zone d’éclatement s’étend transversalement par rapport à l’axe de rotation en amont du premier compresseur avec un angle A4.
Le turbomoteur 100 peut comprendre au moins une deuxième turbine 104. La deuxième turbine peut être disposée du côté basse pression de la première turbine 102, ou, comme illustré sur la figure 7, en amont de la première turbine. Dans ce mode de réalisation, la première turbine 102 est une turbine basse pression et la deuxième turbine 104 est une turbine haute pression.
Lorsque le turbomoteur 100 comprend plusieurs turbines 102, 104, la zone d’éclatement 200 dudit turbomoteur peut comprendre une zone dans laquelle au moins l’une de ces turbines en particulier est susceptible de projeter des éléments solides en cas de défaillance, ou même une zone dans laquelle l’une quelconque des turbines du turbomoteur est susceptible de projeter des éléments solides en cas de défaillance.
Alors que les Figures 1-6 montrent l’entrainement des modules propulsifs par les turbines basse pression des turbomoteurs, il est également envisagé d’entrainer un module propulsif par une turbine haute pression, ou même (lorsque le turbomoteur en comprend une) une turbine intermédiaire aux turbines haute et basse pression.
Alors que les Figures 1-7 montrent les turbomoteurs comme étant des turbomoteurs à turbine liée, il est également envisagé d’entrainer un/des module(s) propulsif(s) par un/des turbomoteur(s) à turbine libre. La zone d’éclatement d’un turbomoteur à turbine libre peut comprendre une zone dans laquelle la turbine libre est susceptible de projeter des éléments solides en cas de défaillance.
On comprend que la géométrie de la zone d’éclatement 200 au niveau de la deuxième turbine 104 peut être indépendante de la géométrie de la zone d’éclatement au niveau de la première turbine 102.
Lorsque la zone d’éclatement 200 comprend une zone où la deuxième turbine 104 est susceptible de projeter des éléments solides en cas de défaillance, la zone d’éclatement peut s’étendre au moins radialement depuis le turbomoteur 100 par rapport à un axe de rotation de la deuxième turbine (voir par exemple la partie radiale 230 s’étendant dans un plan de rotation de la deuxième turbine), et éventuellement transversalement par rapport à l’axe de rotation de la deuxième turbine en aval (voir par exemple la partie aval 231) et/ou en amont (voir par exemple la partie amont 232) de la deuxième turbine.
Par exemple, la partie aval 231 de la zone d’éclatement 200 s’étend transversalement par rapport à l’axe de rotation de la deuxième turbine 104 en aval de la deuxième turbine avec un angle A5, et la partie amont 232 de la zone d’éclatement s’étend transversalement par rapport à l’axe de rotation en amont de la deuxième turbine avec un angle A6.
Le turbomoteur 100 peut comprendre au moins un deuxième compresseur 108. Le deuxième compresseur peut être disposé du côté basse pression du premier compresseur 109, ou du côté haute pression du premier compresseur, comme par exemple le deuxième compresseur représenté en figure 7.
Lorsque le turbomoteur 100 comprend plusieurs compresseurs 108, 109, la zone d’éclatement 200 dudit turbomoteur peut comprendre une zone dans laquelle l’un ou certains de ces compresseurs en particulier est/sont susceptible/s de projeter des éléments solides en cas de défaillance, ou même une zone dans laquelle l’un quelconque des compresseurs du turbomoteur est susceptible de projeter des éléments solides en cas de défaillance.
On comprend que la géométrie de la zone d’éclatement 200 au niveau du deuxième compresseur 108 peut être indépendante de la géométrie de la zone d’éclatement au niveau du premier compresseur 109.
Lorsque la zone d’éclatement 200 comprend une zone où le deuxième compresseur 108 est susceptible de projeter des éléments solides en cas de défaillance, la zone d’éclatement peut s’étendre au moins radialement depuis le turbomoteur 100 par rapport à un axe de rotation du deuxième compresseur (voir par exemple la partie radiale 240 s’étendant dans un plan de rotation du deuxième compresseur), et éventuellement transversalement par rapport à l’axe de rotation du deuxième compresseur en aval (voir par exemple la partie aval 241) et/ou en amont (voir par exemple la partie amont 242) du deuxième compresseur.
Par exemple, la partie aval 241 de la zone d’éclatement 200 s’étend transversalement par rapport à l’axe de rotation du deuxième compresseur 108 en aval du deuxième compresseur avec un angle A7, et la partie amont 242 de la zone d’éclatement s’étend transversalement par rapport à l’axe de rotation en amont du deuxième compresseur avec un angle A8.
Selon un exemple, l’un au moins des angles A1-A8 peut être de 75° ou plus par rapport à son axe respectif. Bien que deux de ces angles puissent être sensiblement équivalents, l’un à l’autre, on note que chacun de ces angles peut être déterminée indépendamment, par exemple en fonction du risque local de la projection d’éléments solides.
Le turbomoteur 100 peut comprendre au moins une chambre de combustion 106. La chambre de combustion peut être disposée entre les côtés haute pression de la première turbine 102 et du premier compresseur 109, de manière à ce que de l’air puisse passer depuis le premier compresseur vers la première turbine via la chambre de combustion. Lorsque le turbomoteur comprend une deuxième turbine 104, la chambre de combustion peut être disposée en amont de la deuxième turbine aussi. Lorsque le turbomoteur comprend un deuxième compresseur, la chambre de combustion peut être disposée en aval du deuxième compresseur aussi. La zone d’éclatement 200 peut s’étendre au moins radialement depuis la chambre de combustion.
Selon un exemple, la zone d’éclatement 200 du turbomoteur 100 peut s’étendre radialement du turbomoteur sur tout ou partie de sa longueur, et ce éventuellement en complément de l’une au moins des parties 210-212, 220-222, 230-232, 240-242 décrites précédemment.
Par exemple, elle peut s’étendre radialement depuis le turbomoteur sur la longueur du turbomoteur entre le plan de rotation l’une de ses turbines 102, 104 et sa chambre de combustion 106, ou même entre les plans de rotation de l’une de ses turbines 102, 104 et l’un de ses compresseurs 108, 109, éventuellement comprenant le plan de rotation dudit compresseur.
Alors que le turbomoteur 100 est représenté en figure 7 avec ses turbines 102, 104 et ses compresseurs 108, 109 tournant tous autour d’un même axe de rotation 00’’’, il est également envisagé qu’une turbine donnée et un compresseur donné tournent autour des axes de rotation qui ne sont pas confondus l’un avec l’autre, ou même qui ne sont pas parallèles l’un avec l’autre. Dans un tel cas, on peut comprendre par la « longueur » du turbomoteur, celle du chemin entre les côtés amont et aval du turbomoteur en passant par la chambre de combustion 106.
Bien que l’étendue radiale (depuis le turbomoteur 100) de deux des parties 210-212, 220-222, 230-232, 240-242 décrites précédemment puisse être équivalente, l’une à l’autre, on note que l’étendue radiale de chacune de ces parties de la zone d’éclatement par rapport à l’axe de rotation 00’’’ peut être déterminée indépendamment, par exemple en fonction du risque local de la projection d’éléments solides et/ou en fonction de la vitesse locale de rotation.
Quand on dit qu’un objet est « en amont de la zone d’éclatement » d’un turbomoteur, on peut comprendre que l’objet et le côté amont du turbomoteur sont disposés du même côté de la zone d’éclatement, et quand on dit qu’un objet est « en aval de la zone d’éclatement » d’un turbomoteur, on peut comprendre que l’objet et le côté aval du turbomoteur sont disposés du même côté de la zone d’éclatement.
Par exemple, comme on le voit en figures 3-6, les premier 12 et deuxième 14 modules propulsifs peuvent être situés en amont des zones d’éclatement 70, 90 des premier 60 et deuxième 80 turbomoteurs (voir figure 5), ou en aval des zones d’éclatement des premier et deuxième turbomoteurs (voir figure 6), ou même en amont de l’une et en aval de l’autre (voir figures 3-4, avec modules propulsifs en amont de la zone d’éclatement du deuxième turbomoteur et en aval de la zone d’éclatement du premier turbomoteur).
On note que l’orientation des turbomoteurs peut être choisie de façon à ce qu’un objet devant ou derrière un turbomoteur devienne situé en amont de la zone d’éclatement au lieu d’en aval de la zone d’éclatement (ou inversement), afin de profiter de la géométrie de la zone d’éclatement (par exemple pour rendre le système propulsif 10 plus compact).
Par exemple, dans la mesure où la zone d’éclatement ne concerne pas de risque d’éclatement du compresseur d’un turbomoteur donné, il peut être envisagé de positionner ce turbomoteur donné de manière à ce qu’un autre turbomoteur et/ou un module propulsif soi(en)t dans ou en aval du plan de rotation du compresseur dudit turbomoteur donné. Cette possibilité est illustrée en figures 3, 4 (voir les soufflantes par rapport au deuxième turbomoteur 80) et en figure 6 (voir les soufflantes par rapport au troisième turbomoteur 50).
Par contre, on peut comprendre que, lorsque la zone d’éclatement du turbomoteur donné concerne le risque d’éclatement de plusieurs turbines dudit turbomoteur, il peut convenir de disposer l’autre turbomoteur et/ou le(s) module(s) propulsif(s) en amont ou en aval de toutes lesdites turbines. Voir par exemple figures 3-6, où les soufflantes sont en amont ou en aval de toutes les turbines de tous les turbomoteurs.
Comme on le voit en figures 3 & 4, l’axe de rotation 00, 00’ de turbine de l’un au moins des premier 60 et deuxième 80 turbomoteurs peut s’étendre entre des extrémités avant 4 et arrière 5 du fuselage 2. Comme on le voit en figure 6, l’axe de rotation 00’’ de turbine du troisième turbomoteur 50 peut s’étendre entre les extrémités avant et arrière du fuselage. Par exemple l’un au moins de ces axes peut être parallèle à (ou même confondu avec) l’axe 0 du fuselage.
Comme on le voit en figures 5 & 6, il est également prévu que l’un au moins des axes de rotation 00, 00’ de turbine de l’un au moins des premier 60 et deuxième 80 turbomoteurs s’étende transversalement par rapport aux extrémités avant 4 et arrière 5 du fuselage 2.
Bien que la présente description se réfère à des exemples de réalisation spécifiques, des modifications peuvent être apportées à ces exemples sans sortir de la portée générale de l'invention telle que définie par les revendications. En outre, des caractéristiques individuelles des différents modes de réalisation illustrés ou mentionnés peuvent être combinées dans des modes de réalisation additionnels. Par conséquent, la description et les dessins doivent être considérés dans un sens illustratif plutôt que restrictif.

Claims (10)

  1. Système propulsif (10) pour aéronef (1), comprenant un premier module propulsif (12), un premier turbomoteur (60) configuré pour entrainer le premier module propulsif, un deuxième module propulsif (14), et un deuxième turbomoteur (80) configuré pour entrainer le deuxième module propulsif, le premier turbomoteur et le premier module propulsif étant situés en dehors d’une zone d’éclatement (90) du deuxième turbomoteur, le deuxième module propulsif et le deuxième turbomoteur étant situés en dehors d’une zone d’éclatement (70) du premier turbomoteur, la zone d’éclatement (70, 90, 200) d’un turbomoteur donné (60, 80, 100) étant une zone dans laquelle une turbine (102, 104) dudit turbomoteur donné est susceptible de projeter des éléments solides en cas de défaillance.
  2. Système propulsif selon la revendication 1, la zone d’éclatement d’un turbomoteur donné s’étendant au moins radialement depuis le premier turbomoteur par rapport à un axe de rotation (00, 00’, 00’’, 00’’’) de ladite turbine.
  3. Système propulsif selon la revendication 1 ou 2, les premier (12) et deuxième (14) modules propulsifs étant situés en aval de la zone d’éclatement (70) du premier turbomoteur et en amont de la zone d’éclatement (90) du deuxième turbomoteur.
  4. Système propulsif selon l’une quelconque des revendications 1-3, l’un au moins des premier et deuxième modules propulsifs comprenant une soufflante (11, 15).
  5. Système propulsif selon l’une quelconque des revendications 1-4, le premier turbomoteur étant configuré pour entrainer le premier module propulsif via une première transmission (20), le deuxième turbomoteur étant configuré pour entrainer le deuxième module propulsif via une deuxième transmission (30), les première et deuxième transmissions étant situées en dehors des zones d’éclatement du premier turbomoteur et du deuxième turbomoteur.
  6. Système propulsif selon l’une quelconque des revendications 1-5, le premier turbomoteur (60) étant configuré pour entrainer en outre le deuxième module propulsif (14), et/ou le deuxième turbomoteur (80) étant configuré pour entrainer en outre le premier module propulsif (12).
  7. Aéronef (1) comprenant un système propulsif (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes.
  8. Aéronef selon la revendication 7, les premier et deuxième turbomoteurs étant situés à l’intérieur d’un fuselage (2) de l’aéronef.
  9. Aéronef selon la revendication 7 ou 8, comprenant une entrée d’air de couche limite (6), via laquelle le premier module propulsif du système propulsif est configuré pour ingérer de l’air depuis une couche limite d’air générée par un mouvement d’air sur une surface du fuselage de l’aéronef, l’entrée d’air de couche limite étant située plus proche d’une extrémité arrière (5) du fuselage que d’une extrémité avant (4) du fuselage.
  10. Aéronef selon la revendication 9, l’entrée d’air de couche limite étant délimitée par une partie effilée du fuselage, la partie effilée présentant une section dégressive depuis une extrémité avant (8) de la partie effilée vers une extrémité arrière (9) de la partie effilée et vers le premier module propulsif.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3128247A1 (fr) 2021-10-15 2023-04-21 Safran Système propulsif avec refroidissement du flux primaire

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2762585A1 (fr) 1997-04-24 1998-10-30 Snecma Systeme de motorisation d'un avion de transport a helices
US20150337762A1 (en) * 2014-05-22 2015-11-26 United Technologies Corporation Turbofan thrust reverser system
EP3279459A1 (fr) * 2016-08-04 2018-02-07 United Technologies Corporation Moteur de ventilateur arrière à entraînement direct
EP3392148A1 (fr) * 2017-04-21 2018-10-24 General Electric Company Système de propulsion pour aéronef

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2762585A1 (fr) 1997-04-24 1998-10-30 Snecma Systeme de motorisation d'un avion de transport a helices
US20150337762A1 (en) * 2014-05-22 2015-11-26 United Technologies Corporation Turbofan thrust reverser system
EP3279459A1 (fr) * 2016-08-04 2018-02-07 United Technologies Corporation Moteur de ventilateur arrière à entraînement direct
EP3392148A1 (fr) * 2017-04-21 2018-10-24 General Electric Company Système de propulsion pour aéronef

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
L. WIARTONERA, FRANCEC. NEGULESCUAIRBUS, FRANCE: "EXPLORATION OF THE AIRBUS ''NAUTILIUS'' ENGINE IN-TEGRATION CONCEPT", ICAS2018_0135

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3128247A1 (fr) 2021-10-15 2023-04-21 Safran Système propulsif avec refroidissement du flux primaire

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