FR3109609A1 - Dispositif amélioré de transmission pour moteur d’aéronef à ingestion de couche limite - Google Patents

Dispositif amélioré de transmission pour moteur d’aéronef à ingestion de couche limite Download PDF

Info

Publication number
FR3109609A1
FR3109609A1 FR2004100A FR2004100A FR3109609A1 FR 3109609 A1 FR3109609 A1 FR 3109609A1 FR 2004100 A FR2004100 A FR 2004100A FR 2004100 A FR2004100 A FR 2004100A FR 3109609 A1 FR3109609 A1 FR 3109609A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
downstream
fan
gas generator
transmission part
fixed
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
FR2004100A
Other languages
English (en)
Other versions
FR3109609B1 (fr
Inventor
Fabrice Marie BARET Emmanuel
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Priority to FR2004100A priority Critical patent/FR3109609B1/fr
Publication of FR3109609A1 publication Critical patent/FR3109609A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR3109609B1 publication Critical patent/FR3109609B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/04—Mounting of an exhaust cone in the jet pipe
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/02—Hub construction
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
    • B64C21/01—Boundary layer ingestion [BLI] propulsion
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • B64D27/20—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, fuselages
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/04—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/02—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/52—Nozzles specially constructed for positioning adjacent to another nozzle or to a fixed member, e.g. fairing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/025—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the by-pass flow being at least partly used to create an independent thrust component
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/062—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with aft fan
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/001—Shrouded propellers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C2230/00—Boundary layer controls
    • B64C2230/04—Boundary layer controls by actively generating fluid flow
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/40—Transmission of power
    • F05D2260/403—Transmission of power through the shape of the drive components
    • F05D2260/4031—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing
    • F05D2260/40311—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing of the epicyclical, planetary or differential type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/60—Fluid transfer
    • F05D2260/605—Venting into the ambient atmosphere or the like
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Connection Of Motors, Electrical Generators, Mechanical Devices, And The Like (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Dispositif amélioré de transmission pour moteur d’aéronef à ingestion de couche limite Moteur d’aéronef (1) à ingestion de couche limite disposé à une extrémité aval de l’aéronef et comprenant, d’amont en aval, un générateur de gaz (10) disposé à l’intérieur d’un fuselage de l’aéronef, et une soufflante (40) fixée à une extrémité aval du fuselage (100) de l’aéronef pour ingérer la couche limite de l’air s’écoulant le long dudit fuselage,le moteur (1) comprenant une pièce de transmission (30) fixée à un arbre (17) du générateur de gaz (10) de manière à être solidaire en rotation dudit arbre, et à un disque (42) de la soufflante (40), la pièce de transmission (30) comprenant une portion tubulaire (31) s’étendant entre une extrémité amont (31a) configurée pour ingérer les gaz de combustion sortant du générateur de gaz (10), et une extrémité aval (31b) disposée radialement à l’intérieur du disque (42) de la soufflante (40), de manière à éjecter les gaz de combustion en aval de la soufflante (40). Figure pour l’abrégé : Fig. 2.

Description

Dispositif amélioré de transmission pour moteur d’aéronef à ingestion de couche limite
Le présent exposé concerne le domaine des moteurs d’aéronefs à ingestion de couche limite, notamment les moteurs comprenant une soufflante disposée en pointe arrière de l’aéronef. Le présent exposé concerne plus particulièrement la transmission de puissance entre un générateur de gaz de ce moteur, et la soufflante. Le présent exposé concerne également un aéronef, tel qu’un aéronef à voilure fixe ou tournante, comprenant un tel moteur.
Dans un objectif d’améliorer le rendement des moteurs d’aéronefs, notamment ceux propulsant les avions à moteurs carénés de plus de 20kN de poussée maximale, une technique connue repose sur le principe d’ingestion de couche limite (dite « BLI » pour « Boundary Layer Ingestion » en anglais) qui permet, en disposant le moteur de manière à ce qu’il puisse absorber la couche limite qui se développe sur le fuselage de l’avion, de réduire la trainée, tout en augmentant le rendement propulsif du moteur.
Les concepts de moteurs exploitant l’effet BLI (Boundary layer Ingestion) comprennent généralement une soufflante, ou fan, positionnée en pointe Arrière et mue par un générateur de gaz « enterré » dans le fuselage de l’avion, c’est-à-dire à l’intérieur du fuselage de l’avion.
Ce type d’architecture est néanmoins susceptible de générer au moins deux difficultés. D’une part il est nécessaire de transmettre la puissance au fan par l’intermédiaire d’une transmission connectée sur la partie turbine du générateur de gaz et, d’autre part, il est nécessaire d’évacuer les gaz chauds résultants de la production d’énergie. A ces deux problèmes combinés s’ajoute la difficulté de faire transiter l’arbre de transmission dans le canal d’éjection des gaz chauds, soit au contraire faire transiter ces gaz chauds sous la soufflante, et donc de manière colinéaire à l’arbre de transmission. Ces deux aspects impliquent de nombreuses contraintes techniques liées à des problématiques de tenues mécaniques ou vibratoires, qui peuvent contrebalancer négativement les bénéfices obtenus par l’ingestion de couche limite.
Pour surmonter ces contraintes, une solution connue consiste à opter pour une architecture avec déviation du canal d’éjection en sortie de la turbine. Néanmoins, le fait de dévier les gaz chauds (d’une température supérieure à 950 K) à la sortie d’une turbomachine d’une puissance de plusieurs Mégawatts implique de nombreuses difficultés techniques. En effet, ce canal d’éjection doit être réalisé à base de superalliage, présentant une masse importante, pour résister à ces températures. De plus, afin de dévier suffisamment les gaz chauds pour éviter la réintroduction de ceux-ci dans la veine secondaire (soit en entrée de la soufflante), cette pièce présente une forme complexe présentant des parois minces (ayant donc une activité vibratoire intense) mesurant plusieurs mètres de long. En outre, selon cette architecture, ce canal d’éjection doit obligatoirement passer devant l’entrée de la soufflante déjà perturbés par la structure arrière de l’avion (notamment les empennages et éventuels bras de connexion au fuselage).
Une solution alternative consiste à éjecter les gaz chauds sous le pied de la soufflante. Or, l’espace dédié sous le pied de la soufflante, conditionné par le rapport de moyeu, est trop faible pour permettre l’éjection des gaz chauds.
Il existe donc un besoin pour un ensemble propulsif permettant de pallier au moins en partie les inconvénients mentionnés ci-dessus.
Le présent exposé concerne un moteur d’aéronef à ingestion de couche limite configuré pour être disposé à une extrémité aval de l’aéronef et comprenant, d’amont en aval le long d’un axe de rotation du moteur :
- un générateur de gaz configuré pour être disposé à l’intérieur d’un fuselage de l’aéronef, et
- une soufflante configurée pour être disposée à une extrémité aval du fuselage de l’aéronef et pour ingérer la couche limite de l’air s’écoulant le long dudit fuselage,
le moteur comprenant en outre une pièce de transmission fixée d’une part à un arbre du générateur de gaz de manière à être solidaire en rotation dudit arbre, et d’autre part à un disque de la soufflante, la pièce de transmission comprenant une portion tubulaire s’étendant entre une extrémité amont disposée en vis-à-vis d’une extrémité d’échappement du générateur de gaz ingérer les gaz de combustion sortant du générateur de gaz, et une extrémité aval disposée radialement à l’intérieur du disque de la soufflante, de manière à éjecter les gaz de combustion en aval de la soufflante.
De manière générale, la direction axiale correspond à la direction de l'axe de rotation du moteur (ou du disque de la soufflante), et une direction radiale est une direction perpendiculaire à cet axe de rotation. En outre, l'amont et l'aval sont définis par rapport au sens d'écoulement normal du fluide (de l'amont vers l'aval) à travers le moteur, le long de la direction axiale. Enfin, sauf précision contraire, les adjectifs intérieur et extérieur sont utilisés en référence à une direction radiale de sorte que la partie intérieure (i.e. radialement intérieure) d'un élément est plus proche de l'axe de rotation que la partie extérieure (i.e. radialement extérieure) du même élément.
Par « disposé à l’intérieur d’un fuselage de l’aéronef », on comprend que le générateur de gaz est entièrement entouré par le fuselage de l’aéronef, de telle sorte qu’il est invisible depuis l’extérieur de l’aéronef. A l’inverse, au moins une partie de la soufflante s’étend à l’extérieur du fuselage, de manière à ce que la couche limite se formant le long de la surface externe du fuselage soit directement ingérée par la soufflante.
La pièce de transmission est de préférence axisymétrique autour de l’axe de rotation du moteur. Selon cette configuration, la pièce de transmission est également au moins en partie à l’intérieur du fuselage de l’aéronef, et est fixée à la fois à un arbre du générateur de gaz, et au disque portant les aubes de la soufflante. En d’autres termes, l’arbre du générateur de gaz et la soufflante sont solidaires en rotation l’un avec l’autre, par l’intermédiaire de la pièce de transmission. En outre, la portion tubulaire de la pièce de transmission permet d’ingérer les gaz de combustion éjectés à l’extrémité aval du générateur de gaz, et d’acheminer ces gaz de combustion en aval de la soufflante, en passant par l’intérieur de la soufflante, c’est-à-dire par le centre du disque.
La pièce de transmission agit ainsi comme une tuyère tournante traversée par les gaz chauds, et entrainant la soufflante. Le disque de la soufflante est ainsi protégé des températures des gaz chauds, ces derniers circulant à l’intérieur de la portion tubulaire. En effet, la double paroi portion tubulaire / disque permet de créer un espace, évitant un contact direct des gaz chauds avec le disque de la soufflante. Dans certains modes de réalisation, cet espace entre ces deux parois peut être ventilé.
La pièce de transmission selon le présent exposé permet d’obtenir un dispositif simple permettant la transmission de la puissance entre le générateur de gaz et la soufflante, en limitant, voir en supprimant les inconvénients liés à l’éjection des gaz chauds, rencontrés dans les architectures de moteur à ingestion de couche limite. Il est en particulier possible de limiter l’impact de l’éjection de ces gaz chauds sur l’efficacité et le rendement de la soufflante de ce moteur.
Dans certains modes de réalisation, la pièce de transmission comprend une bride annulaire fixée sur une paroi externe de la portion tubulaire, la bride annulaire de la pièce de transmission étant fixée à une bride annulaire amont du disque de la soufflante.
Ce mode de fixation présente l’avantage d’être simple, et de limiter les contacts entre la pièce de transmission et le disque de la turbine. En effet, la pièce de transmission étant fixée à une bride amont du disque, le reste de la portion tubulaire peut s’étendre à l’intérieur du disque, jusqu’à une région en aval de celui-ci, et sans aucun contact avec l’intérieur de celui-ci. Cela permet de protéger davantage le disque de soufflante de la température des gaz chauds s’écoulant dans la portion tubulaire.
Dans certains modes de réalisation, la portion tubulaire de la pièce de transmission comprend une section de passage des gaz de combustion convergente, l’extrémité amont présentant un diamètre plus important que le diamètre de l’extrémité aval.
L’extrémité amont, de diamètre plus large, permet d’ingérer les gaz chauds sortant du générateur de gaz. L’extrémité aval, de diamètre plus faible, peut être ainsi plus facilement disposée à l’intérieur du disque de la soufflante. La portion tubulaire présente ainsi la forme d’un entonnoir, permettant de guider et d’accélérer les gaz chauds de combustion jusqu’à l’extrémité aval de la portion tubulaire, en aval de la soufflante.
Dans certains modes de réalisation, l’extrémité amont de la portion tubulaire comprend une section de passage annulaire, disposée axialement dans le prolongement d’une veine d’écoulement d’air chaud du générateur de gaz.
On comprend que les diamètres radialement interne et externe de la section de passage annulaire sont sensiblement égaux aux diamètres radialement interne et externe l’extrémité aval de la veine d’écoulement d’air chaud, dans laquelle s’écoule les gaz issus de la combustion, dans le générateur de gaz. Ainsi, les gaz chauds de combustion expulsés à l’extrémité aval du générateur de gaz sont ingérés de manière plus efficace par la portion tubulaire, limitant les fuites de gaz de combustion à l’extérieur de la portion tubulaire lors de l’expulsion de ces gaz.
Dans certains modes de réalisation, l’arbre du générateur de gaz entraine la pièce de transmission par l’intermédiaire d’un réducteur de vitesse.
La présence du réducteur de vitesse entre l’arbre du générateur de gaz et la pièce de transmission permet de modifier le rapport de vitesse entre l’arbre du générateur et la pièce de transmission, et par conséquent la soufflante. Cela permet de limiter le risque de formation d’ondes de choc sur les aubes de la soufflante, pouvant diminuer l’efficacité de celle-ci.
Dans certains modes de réalisation, le réducteur de vitesse comprend une partie fixe fixée à un carter aval du générateur de gaz, et une partie mobile comprenant une première roue solidaire en rotation, autour de l’axe de rotation, de l’arbre du générateur de gaz, et une deuxième roue s’engrenant avec la première roue, la pièce de transmission étant fixée à ladite deuxième roue de manière à être solidaire en rotation de ladite deuxième roue.
Le carter aval peut être un carter de turbine aval (ou carter « TRF » pour « turbine rear frame » en anglais), disposé en aval d’une turbine du générateur de gaz. La partie fixe peut être une couronne planétaire, fixée au carter aval, à l’intérieur de laquelle sont engrenées une pluralité de roues satellites, constituant la partie mobile du réducteur. Cette partie mobile peut comprendre notamment une première roue satellite, solidaire en rotation de l’arbre du générateur de gaz, et une deuxième roue satellite, solidaire en rotation de la pièce de transmission. De préférence, la pièce de transmission comprend une portion de fixation amont, fixée à la première roue de la partie mobile du réducteur de vitesse. Cette configuration permet de réduire la vitesse de rotation entre l’arbre du générateur de gaz et la pièce de transmission, et par conséquent la soufflante.
Dans certains modes de réalisation, le réducteur de vitesse comprend une roue mobile externe, une roue fixe interne disposée à l’intérieur de la roue mobile externe et étant fixée à un carter aval du générateur de gaz, et une roue mobile interne solidaire en rotation, autour de l’axe de rotation, de l’arbre du générateur de gaz, la pièce de transmission étant fixée à la roue mobile externe de manière à être solidaire en rotation de ladite roue mobile externe.
Dans certains modes de réalisation, la pièce de transmission est guidée en rotation par au moins un palier amont fixé à la partie fixe du réducteur de vitesse.
En d’autres termes, le palier amont peut être un roulement, par exemple un roulement à billes ou à rouleaux, disposé entre la portion de fixation amont et la partie fixe du réducteur. Ce palier permet d’améliorer le maintien radial de la pièce de transmission, limitant en particulier les phénomènes de vibrations, lorsque la pièce de transmission tourne à vitesse élevées.
Dans certains modes de réalisation, le disque de soufflante est guidé en rotation par au moins un palier aval disposé entre une extrémité aval du disque et un carter fixe du moteur. Ce palier permet également d’améliorer le maintien radial de la pièce de transmission, cette dernière étant fixée au disque.
Dans certains modes de réalisation, le générateur de gaz comprend, d’amont en aval :
- un compresseur basse pression ;
- un compresseur haute pression ;
- une chambre de combustion ;
- une turbine haute pression ;
- une turbine basse pression ; et
- le carter aval, comprenant une pluralité d’aubes fixes,
la portion tubulaire de la pièce de transmission étant configurée pour ingérer les gaz de combustion provenant de la turbine basse pression, par l’intermédiaire du carter aval, et la première roue de la partie mobile du réducteur de vitesse étant solidaire en rotation d’un arbre de la turbine basse pression.
Le présent exposé concerne également un aéronef comprenant un moteur d’aéronef à ingestion de couche limite selon l’un quelconque des modes de réalisation précédents.
L’invention et ses avantages seront mieux compris à la lecture de la description détaillée faite ci-après de différents modes de réalisation de l’invention donnés à titre d’exemples non limitatifs. Cette description fait référence aux pages de figures annexées, sur lesquelles :
La figure 1 représente schématiquement une section longitudinale d’une région aval d’un aéronef comprenant un moteur à ingestion de couche limite, selon le présent exposé ;
La figure 2 représente schématiquement une vue détaillée de la pièce de transmission du moteur de la figure 1 ;
La figure 3 représente schématiquement un exemple modifié du moteur de la figure 1.
Un moteur 1 à ingestion de couche limite va être décrit dans la suite de l’exposé, en référence aux figures 1 à 3. Dans la suite de l’exposé, la direction axiale correspond à la direction de l'axe de rotation X du moteur 1 (ou du disque 42 de la soufflante 40), et une direction radiale est une direction perpendiculaire à cet axe de rotation X. En outre, l'amont et l'aval sont définis par rapport au sens d'écoulement normal du fluide (de l'amont vers l'aval), représenté par la flèche F, à travers le moteur, le long de la direction axiale. Enfin, sauf précision contraire, les adjectifs intérieur et extérieur sont utilisés en référence à une direction radiale de sorte que la partie intérieure (i.e. radialement intérieure) d'un élément est plus proche de l'axe de rotation X que la partie extérieure (i.e. radialement extérieure) du même élément.
Le moteur 1 comprend, de l’amont vers l’aval, un générateur de gaz 10, un réducteur de vitesse 20, une pièce de transmission 30, et une soufflante 40, cette dernière étant disposée à une pointe arrière, c’est-à-dire une extrémité aval d’un fuselage 100 d’un aéronef. La soufflante 40 comprend une pluralité d’aubes 44 portées par un disque 42, et est entourée par une nacelle 200. Des aubes directrices de sortie 210 (ou « OGV » pour « outlet guide vane ») sont également disposées en aval des aubes 44 de la soufflante 40, et fixée à la nacelle 200.
La soufflante 40 est disposée de telle sorte à ingérer la couche limite de l’air s’écoulant sur la surface externe du fuselage 100, de l’amont vers l’aval. Cette ingestion permet de limiter les effets de la force de trainée provoquée par cette couche limite, tout en augmentant le rendement propulsif du moteur. En outre, la puissance générée par le générateur de gaz 10 est transmise à la soufflante 40 par l’intermédiaire de la pièce de transmission 30, décrite plus loin.
Le générateur de gaz 10 est disposé à l’intérieur de ce fuselage 100, en étant entièrement entouré par la paroi constituant ce fuselage 100. Le générateur de gaz 10 comprend, de l’amont vers l’aval, un compresseur basse pression 11, un compresseur haute pression 12, une chambre de combustion 13, une turbine haute pression 14, une turbine basse pression 15, et un carter aval 16 (ou carter « TRF » pour « turbine rear frame » en anglais). Le carter aval 16 est un carter fixe, fixé à une partie fixe 2 du moteur 1. Le carter aval 16 comprend une pluralité d’aubes fixes disposées dans la veine d’écoulement des gaz chauds provenant de la combustion, dans le prolongement de la veine d’écoulement de gaz chauds, dont le trajet est illustré par la flèche en traits interrompus sur les figures 2 et 3. En outre, les rotors des différents étages de la turbine basse pression 15 sont portés par un arbre 17 du générateur de gaz 10, dit arbre basse pression.
Selon ce mode de réalisation, le moteur 1 comprend un réducteur de vitesse 20, fixé à une extrémité aval du générateur de gaz 10, et comprenant une pluralité de roues de types couronnes, roues satellites ou roues planétaires, permettant de réduire une vitesse de rotation entre un arbre d’entrée et un arbre de sortie. Plus précisément, le réducteur de vitesse 20 comprend une partie fixe 22, ou couronne planétaire, dont une face radialement externe est fixée au carter aval 16. La partie fixe 22 comprend, sur une face radialement interne, des dents, sur lesquelles est engrenée une partie mobile, comprenant une pluralité de roues satellites. Dans cet exemple, l’arbre basse pression 17 est solidaire en rotation d’une première roue 23 de la partie mobile du réducteur de vitesse 20. Au moins une deuxième roue 24, dite roue satellite, est disposée entre cette première roue 23 et la face interne de la couronne 22, et est engrenée avec celles-ci. Bien qu’un réducteur épicycloïdal à sortie de mouvement sur porte satellites (type « EPI ») soit utilisé dans cet exemple, ce dernier n’est pas limitatif. D’autres types de réducteur peuvent être utilisés, comme par exemple un réducteur épicycloïdal à sortie sur couronne planétaire.
La pièce de transmission 30 est fixée d’une part à cette deuxième roue 24, et est solidaire en rotation avec celle-ci. D’autre part, la pièce de transmission 30 est fixée au disque 42 de la soufflante 40. La pièce de transmission 30 agit ainsi comme un arbre de transmission permettant de transmettre la puissance générée par le générateur de gaz 10, par l’intermédiaire du réducteur de vitesse 20, réduisant la vitesse de rotation de la pièce de transmission 30, et donc de la soufflante 40, par rapport à la turbine basse pression 15.
En outre, la pièce de transmission 30 comprend une portion tubulaire 31, s’étendant entre une extrémité amont 31a, et une extrémité aval 31b. La portion tubulaire 31 présente une forme en entonnoir de section décroissante entre l’extrémité amont 31a et l’extrémité aval 31b. L’extrémité amont 31a a de préférence une forme annulaire, de dimensions sensiblement égales à la section de sortie du carter aval 16, de manière à être disposée dans la continuité de la veine d’écoulement d’air chaud provenant de la combustion, dont le trajet est représenté par la flèche en traits interrompus sur la figure 2. Plus précisément, l’extrémité amont 31a comprend une couronne externe 33, sensiblement à une même position radiale que la couronne externe du carter aval 16, et une couronne interne 32, sensiblement à une même position radiale que la couronne interne du carter aval 16.
A partir de l’extrémité amont 31a, la section de la portion tubulaire 31 diminue, de telle sorte qu’une région aval de la pièce de transmission 30 soit disposée radialement à l’intérieur du disque 42 de la soufflante 40. La portion tubulaire 30 s’étend ainsi axialement au-delà de la soufflante 40 jusqu’à l’extrémité aval 31b, en passant par le centre du disque 42. Ainsi, en plus de sa fonction de transmission de puissance entre le générateur de gaz 10 et la soufflante 40, la pièce de transmission 30, présentant la forme d’une tuyère, permet d’acheminer les gaz issus de la combustion et expulsés par le générateur de gaz, en aval de la soufflante.
Des portions de fixation 36 peuvent être fixées à la fois sur une face interne de la couronne interne 32 de l’extrémité amont 31a, et à la deuxième roue 24 de la partie mobile du réducteur de vitesse 20. Dans cet exemple, la pièce de transmission 30 est ainsi solidaire en rotation avec la deuxième roue 24. D’autre part, une bride radiale 35 s’étend autour de l’axe X, sur une paroi externe de la portion tubulaire 31. Cette bride radiale 35 est fixée à une bride radiale 45 par des moyens connus tels que des liaisons boulonnées (non représentées sur les figures), formant une interface de fixation 50 entre la bride radiale 35 de la pièce de transmission 30, et la bride radiale 45 du disque 42. La bride radiale 45 s’étend radialement autour de l’axe X, depuis une extrémité amont du disque 42 de la soufflante 40.
Selon cette configuration, les contacts entre la pièce de transmission 30 et les autres pièces du moteur 1 se limitent donc à deux zones de contacts, avec la deuxième roue 24 d’une part, et au niveau de l’interface 50 d’autre part. Ces contacts limités permettent de limiter l’influence des gaz chauds sur les autres pièces du moteur 1, notamment sur la soufflante 40. En particulier, la partie de la portion tubulaire 31 comprise entre l’interface de fixation 50 et l’extrémité aval 31b, n’établit aucun contact avec les parois internes du disque 42, laissant par conséquent un espace E entre la paroi de la portion tubulaire 31 et celle du disque 42. Cet espace E agit comme isolant thermique entre les gaz de combustion s’écoulant dans la portion tubulaire 31 et le disque 42. Cet espace E peut également être ventilé.
Selon un exemple modifié du présent mode de réalisation, illustré sur la figure 3, le moteur 1 peut également comprendre des paliers 26, 46, permettant de guider en rotation les pièces tournantes disposées entre les extrémités amont et aval de la pièce de transmission 30. En particulier, un palier amont 26 peut être disposé entre la portion de fixation 36 et la partie fixe 22 du réducteur de vitesse 20. Un palier aval 46 peut également être disposé entre une extrémité aval du disque 42 et un carter fixe 102 du moteur 1, solidaire de la nacelle 200.
Bien que la présente invention ait été décrite en se référant à des exemples de réalisation spécifiques, il est évident que des modifications et des changements peuvent être effectués sur ces exemples sans sortir de la portée générale de l'invention telle que définie par les revendications. En particulier, des caractéristiques individuelles des différents modes de réalisation illustrés/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. Moteur d’aéronef (1) à ingestion de couche limite configuré pour être disposé à une extrémité aval de l’aéronef et comprenant, d’amont en aval le long d’un axe de rotation (X) du moteur (1) :
    - un générateur de gaz (10) configuré pour être disposé à l’intérieur d’un fuselage (100) de l’aéronef, et
    - une soufflante (40) configurée pour être disposée à une extrémité aval du fuselage (100) de l’aéronef et pour ingérer la couche limite de l’air s’écoulant le long dudit fuselage,
    le moteur (1) comprenant en outre une pièce de transmission (30) fixée d’une part à un arbre (17) du générateur de gaz (10) de manière à être solidaire en rotation dudit arbre, et d’autre part à un disque (42) de la soufflante (40), la pièce de transmission (30) comprenant une portion tubulaire (31) s’étendant entre une extrémité amont (31a) disposée en vis-à-vis d’une extrémité d’échappement du générateur de gaz (10) de manière à ingérer les gaz de combustion sortant du générateur de gaz (10), et une extrémité aval (31b) disposée radialement à l’intérieur du disque (42) de la soufflante (40), de manière à éjecter les gaz de combustion en aval de la soufflante (40).
  2. Moteur (1) selon la revendication 1, dans lequel la pièce de transmission (30) comprend une bride annulaire (35) fixée sur une paroi externe de la portion tubulaire (31), la bride annulaire (35) de la pièce de transmission (30) étant fixée à une bride annulaire amont (45) du disque (42) de la soufflante (40).
  3. Moteur (1) selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la portion tubulaire (31) de la pièce de transmission (30) comprend une section de passage des gaz de combustion convergente, l’extrémité amont (31a) présentant un diamètre plus important que le diamètre de l’extrémité aval (31b).
  4. Moteur (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel l’extrémité amont (31a) de la portion tubulaire (31) comprend une section de passage annulaire, disposée axialement dans le prolongement d’une veine d’écoulement d’air chaud du générateur de gaz (10).
  5. Moteur (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel l’arbre (17) entraine la pièce de transmission (30) par l’intermédiaire d’un réducteur de vitesse (20).
  6. Moteur (1) selon la revendication 5, dans lequel le réducteur de vitesse (20) comprend une partie fixe (22) fixée à un carter aval (16) du générateur de gaz (10), et une partie mobile comprenant une première roue (23) solidaire en rotation, autour de l’axe de rotation (X), de l’arbre (17) du générateur de gaz (10), et une deuxième roue (24) s’engrenant avec la première roue (23), la pièce de transmission (30) étant fixée à ladite deuxième roue (24) de manière à être solidaire en rotation de ladite deuxième roue (24).
  7. Moteur (1) selon la revendication 6, dans lequel la pièce de transmission (30) est guidée en rotation par au moins un palier amont (26) fixé à la partie fixe (22) du réducteur de vitesse (20).
  8. Moteur (1) selon la revendication 6 ou 7, dans lequel le générateur de gaz (10) comprend, d’amont en aval :
    - un compresseur basse pression (11) ;
    - un compresseur haute pression (12) ;
    - une chambre de combustion (13) ;
    - une turbine haute pression (14) ;
    - une turbine basse pression (15) ; et
    - le carter aval (16), comprenant une pluralité d’aubes fixes,
    la portion tubulaire (31) de la pièce de transmission (30) étant configurée pour ingérer les gaz de combustion provenant de la turbine basse pression (15), par l’intermédiaire du carter aval (16), et la première roue (23) de la partie mobile du réducteur de vitesse (20) étant solidaire en rotation de l’arbre (17) de la turbine basse pression (15).
  9. Moteur (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel le disque (42) de soufflante (40) est guidé en rotation par au moins un palier aval (46) disposé entre une extrémité aval du disque (42) et un carter fixe (102) du moteur (1).
  10. Aéronef comprenant un moteur d’aéronef (1) à ingestion de couche limite selon l’une quelconque des revendications précédentes.
FR2004100A 2020-04-24 2020-04-24 Dispositif amélioré de transmission pour moteur d’aéronef à ingestion de couche limite Active FR3109609B1 (fr)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2004100A FR3109609B1 (fr) 2020-04-24 2020-04-24 Dispositif amélioré de transmission pour moteur d’aéronef à ingestion de couche limite

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2004100 2020-04-24
FR2004100A FR3109609B1 (fr) 2020-04-24 2020-04-24 Dispositif amélioré de transmission pour moteur d’aéronef à ingestion de couche limite

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR3109609A1 true FR3109609A1 (fr) 2021-10-29
FR3109609B1 FR3109609B1 (fr) 2022-05-06

Family

ID=71111621

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR2004100A Active FR3109609B1 (fr) 2020-04-24 2020-04-24 Dispositif amélioré de transmission pour moteur d’aéronef à ingestion de couche limite

Country Status (1)

Country Link
FR (1) FR3109609B1 (fr)

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3415437A1 (fr) * 2017-06-12 2018-12-19 United Technologies Corporation Moteur à turbine contrarotatif de soufflante arrière
EP3587245A1 (fr) * 2018-06-29 2020-01-01 Airbus Operations Groupe propulseur d'aeronef comprenant un assemblage d'au moins deux arbres coaxiaux, l'un etant relie a la soufflante et l'autre a l'ensemble d'aubes fixes

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3415437A1 (fr) * 2017-06-12 2018-12-19 United Technologies Corporation Moteur à turbine contrarotatif de soufflante arrière
EP3587245A1 (fr) * 2018-06-29 2020-01-01 Airbus Operations Groupe propulseur d'aeronef comprenant un assemblage d'au moins deux arbres coaxiaux, l'un etant relie a la soufflante et l'autre a l'ensemble d'aubes fixes

Also Published As

Publication number Publication date
FR3109609B1 (fr) 2022-05-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3111077B1 (fr) Rotor de soufflante pour une turbomachine telle qu'un turboréacteur multiflux entraîné par réducteur
EP3575562A1 (fr) Systeme de transmission de puissance comprenant un dispositif de récupération d'huile de lubrification et turbomachine equipee d'un tel systeme de transmission de puissance
EP3283747B1 (fr) Turbomoteur a doublet d'helices contrarotatives dispose en amont du generateur de gaz
EP3158210B1 (fr) Dispositif et procédé de lubrification d'un palier a roulement de turbomachine
FR2950381A1 (fr) Turbomachine a helices non carenees contrarotatives
FR3087223A1 (fr) Turbomachine a turbine contrarotative pour un aeronef
FR3041933A1 (fr) Aeronef avec un ensemble propulsif comprenant un doublet d'helices a l'arriere du fuselage
FR3088955A1 (fr) Turboréacteur à double flux comprenant un cône de sortie refroidi par son flux secondaire
EP3587245B1 (fr) Groupe propulseur d'aeronef comprenant un assemblage d'au moins deux arbres coaxiaux, l'un etant relie a la soufflante et l'autre a l'ensemble d'aubes fixes
EP3673164B2 (fr) Turboréacteur à double corps ayant un palier de butée d'arbre basse pression positionné dans le carter d'échappement
FR2951502A1 (fr) Architecture de turbomachine ameliorant l'admission d'air
FR3110194A1 (fr) Turbomachine d’aeronef comprenant un dispositif de lubrification d’un palier
FR3109609A1 (fr) Dispositif amélioré de transmission pour moteur d’aéronef à ingestion de couche limite
FR3035153B1 (fr) Turbopropulseur a doublet d'helices contrarotatives dispose en amont du generateur de gaz
EP4073371A1 (fr) Système propulsif aéronautique à faible débit de fuite et rendement propulsif amélioré
FR3046402A1 (fr) Systeme de changement de pas pour turbopropulseur a doublet d'helices contrarotatives amont
FR3095670A1 (fr) Architecture améliorée de turbomachine à turbine contrarotative
EP4073364B1 (fr) Turbomachine à turbine contrarotative pour un aéronef
FR3104192A1 (fr) Turbomachine a turbine contrarotative pour un aeronef
FR3042820A1 (fr) Dispositif de ventilation d'un compartiment de turbomachine
FR3041932A3 (fr) Ensemble de propulsion d'un aeronef comportant au moins deux soufflantes deportees
EP4073366A1 (fr) Système propulsif aéronautique à faible débit de fuite et rendement propulsif amélioré
EP4229286A1 (fr) Système propulsif aéronautique ayant un rendement propulsif amélioré
FR3116511A1 (fr) Ensemble propulsif comprenant deux hélices contrarotatives
FR3092621A1 (fr) Turbomachine pourvue d’un récupérateur de chaleur en sortie de turbine

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20211029

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 3

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 4

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 5