FR3141729A1 - Aeronautical propulsion system with improved propulsive efficiency - Google Patents

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FR3141729A1
FR3141729A1 FR2211673A FR2211673A FR3141729A1 FR 3141729 A1 FR3141729 A1 FR 3141729A1 FR 2211673 A FR2211673 A FR 2211673A FR 2211673 A FR2211673 A FR 2211673A FR 3141729 A1 FR3141729 A1 FR 3141729A1
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propulsion system
fan
fan rotor
rotor
compressor
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FR2211673A
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René André ESCURE Didier
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Safran Aircraft Engines SAS
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Safran Aircraft Engines SAS
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Abstract

La présente invention concerne un système propulsif (1) aéronautique dans lequel le compresseur (4) présente une densité de puissance supérieure ou égale à 0.64 et inférieure ou égale à 0.97, où la densité de puissance du compresseur (4) est définie par la formule suivante : et où : D est le diamètre du rotor de soufflante (9) ; BPR est le taux de dilution du système propulsif (1) ; net est le nombre d’étages du compresseur (4) ; Um est la vitesse périphérique moyenne du rotor du compresseur (4) ; et Rext_moy est le rayon externe moyen du compresseur (4). Figure pour l’abrégé : Fig. 1The present invention relates to an aeronautical propulsion system (1) in which the compressor (4) has a power density greater than or equal to 0.64 and less than or equal to 0.97, where the power density of the compressor (4) is defined by the formula following: and where: D is the diameter of the fan rotor (9); BPR is the propulsion system dilution ratio (1); net is the number of compressor stages (4); Um is the average peripheral speed of the compressor rotor (4); and Rext_moy is the average external radius of the compressor (4). Figure for abstract: Fig. 1

Description

Système propulsif aéronautique à rendement propulsif amélioréAeronautical propulsion system with improved propulsive efficiency

La présente demande concerne de manière générale le domaine des systèmes propulsifs, et plus particulièrement des systèmes propulsifs aéronautiques comprenant une soufflante carénée ou non carénée et présentant un taux de dilution est élevé, voire très élevé.The present application generally concerns the field of propulsion systems, and more particularly aeronautical propulsion systems comprising a ducted or non-ducted fan and having a dilution rate that is high, or even very high.

ETAT DE LA TECHNIQUESTATE OF THE ART

Un système propulsif comporte généralement, d’amont en aval dans le sens de l’écoulement des gaz, une section de soufflante, une section de compresseur pouvant comprendre un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, une chambre de combustion et une section de turbine pouvant comprendre notamment une turbine haute pression et une turbine basse pression Le compresseur haute pression est entrainé en rotation par la turbine haute pression par l’intermédiaire d’un arbre haute pression. La soufflante et le cas échéant le compresseur basse pression sont entrainés en rotation par la turbine basse pression par l’intermédiaire d’un arbre basse pression.A propulsion system generally comprises, from upstream to downstream in the direction of gas flow, a fan section, a compressor section which may include a low pressure compressor and a high pressure compressor, a combustion chamber and a combustion section. turbine which may include in particular a high pressure turbine and a low pressure turbine. The high pressure compressor is rotated by the high pressure turbine via a high pressure shaft. The fan and, where applicable, the low pressure compressor are rotated by the low pressure turbine via a low pressure shaft.

Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d’améliorer de manière très significative les performances environnementales des avions. La Déposante prend en considération les facteurs impactants dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l’environnement et dont l’intégration et l’utilisation dans l’aviation civile ont des conséquences environnementales modérées dans un but d’amélioration de l'efficacité énergétique des avions.Technological research efforts have already made it possible to very significantly improve the environmental performance of aircraft. The Applicant takes into consideration the impacting factors in all phases of design and development to obtain aeronautical components and products that consume less energy, are more respectful of the environment and whose integration and use in civil aviation have moderate environmental consequences with the aim of improving the energy efficiency of aircraft.

Ainsi, afin d’améliorer le rendement propulsif du système propulsif et de réduire sa consommation spécifique ainsi que le bruit émis par la section de soufflante, il a été proposé des systèmes propulsifs présentant un taux de dilution BPR (bypass ratio en anglais, correspondant au rapport entre le débit du flux d’air secondaire et le débit du flux d’air primaire) élevé. Pour atteindre de tels taux de dilution, la section de soufflante peut être découplée de la turbine basse pression, permettant ainsi d’optimiser indépendamment leur vitesse de rotation respective. Généralement, le découplage est réalisé à l’aide d’un mécanisme de réduction placé entre l’extrémité amont de l’arbre basse pression et un rotor de la section de soufflante. Le rotor de la section de soufflante est alors entrainé par l’arbre basse pression par l’intermédiaire du mécanisme de réduction à une vitesse de rotation inférieure à celle de l‘arbre basse pression.Thus, in order to improve the propulsion efficiency of the propulsion system and reduce its specific consumption as well as the noise emitted by the fan section, propulsion systems have been proposed having a BPR dilution rate (bypass ratio in English, corresponding to the ratio between the flow rate of the secondary air flow and the flow rate of the primary air flow) high. To achieve such dilution rates, the fan section can be decoupled from the low pressure turbine, thus making it possible to independently optimize their respective rotation speed. Typically, decoupling is achieved using a reduction mechanism placed between the upstream end of the low pressure shaft and a rotor of the fan section. The rotor of the fan section is then driven by the low pressure shaft via the reduction mechanism at a lower rotation speed than the low pressure shaft.

Toutefois, l’amélioration de l’efficacité du corps basse pression a pour effet d’augmenter la densité de puissance du compresseur haute pression. Toutefois, cela a des répercussions sur l’encombrement du compresseur basse pression dans le système propulsif. Or, l’encombrement du compresseur basse pression a un impact direct sur la forme de la veine d’écoulement dans la section de compresseur et l’intégration du mécanisme de réduction.However, improving the efficiency of the low pressure body has the effect of increasing the power density of the high pressure compressor. However, this has repercussions on the size of the low pressure compressor in the propulsion system. However, the size of the low pressure compressor has a direct impact on the shape of the flow path in the compressor section and the integration of the reduction mechanism.

Un but de la présente demande est d’optimiser les performances du système propulsif en termes de consommation spécifique, de masse et de trainée, tout en garantissant la possibilité d’intégrer le système propulsif dans un aéronef.An aim of the present application is to optimize the performance of the propulsion system in terms of specific consumption, mass and drag, while guaranteeing the possibility of integrating the propulsion system into an aircraft.

Il est à cet effet proposé, selon un premier aspect, un système propulsif aéronautique comprenant :
- un arbre d’entrainement mobile en rotation autour d’un axe de rotation ;
- un arbre de soufflante ;
- une section de soufflante comprenant un rotor de soufflante entrainé en rotation par l’arbre de soufflante, le rotor de soufflante comprenant une pluralité d’aubes ;
- un mécanisme de réduction couplant l’arbre d’entrainement et l’arbre de soufflante afin d’entrainer l’arbre de soufflante à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement ; et
- une turbine d’entrainement et un compresseur raccordés directement par l’arbre d’entrainement, le compresseur présentant une densité de puissance supérieure ou égale à 0.64 et inférieure ou égale à 0.97, où la densité de puissance du compresseur est définie par la formule suivante :

et où : D est le diamètre du rotor de soufflante, mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante, et est exprimé en mètres ;
BPR est le taux de dilution du système propulsif et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en livres de poussée ;
netest le nombre d’étages du compresseur ;
Um est la vitesse périphérique moyenne du rotor du compresseur mesurée lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en livres de poussée et est exprimée en mètres par seconde (m/s) ; et
Rext_moy est le rayon externe moyen du compresseur, qui est égal à une moyenne arithmétique des rayons externes des rotors du compresseur basse pression, le rayon externe correspondant à une distance entre un sommet du rotor et l’axe de rotation, à mi-distance au sommet entre un bord d’attaque et un bord de fuite du rotor, et est exprimé en mètres (m).
For this purpose, according to a first aspect, an aeronautical propulsion system is proposed comprising:
- a drive shaft movable in rotation around an axis of rotation;
- a fan shaft;
- a fan section comprising a fan rotor rotated by the fan shaft, the fan rotor comprising a plurality of blades;
- a reduction mechanism coupling the drive shaft and the fan shaft in order to drive the fan shaft at a rotation speed lower than the rotation speed of the drive shaft; And
- a drive turbine and a compressor connected directly by the drive shaft, the compressor having a power density greater than or equal to 0.64 and less than or equal to 0.97, where the power density of the compressor is defined by the formula next :

and where: D is the diameter of the fan rotor, measured in a plane normal to the axis of rotation at an intersection between a vertex and a leading edge of the blades of the fan rotor, and is expressed in meters ;
BPR is the propulsion system dilution ratio and is measured when the propulsion system is stationary at takeoff in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in pounds of thrust;
n and is the number of stages of the compressor;
Um is the average peripheral speed of the compressor rotor measured when the propulsion system is stationary at takeoff regime in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in pounds of thrust and is expressed in meters per second (m/s) ; And
Rext_moy is the average external radius of the compressor, which is equal to an arithmetic average of the external radii of the rotors of the low pressure compressor, the external radius corresponding to a distance between a vertex of the rotor and the axis of rotation, at mid-distance at vertex between a leading edge and a trailing edge of the rotor, and is expressed in meters (m).

Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du système propulsif selon le premier aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison :
- une densité de poussée par aube du rotor de soufflante du système propulsif est supérieure ou égale à 3,3 x 104et inférieure ou égale à 20,0 x 104N/m² où la densité de poussée par aube est définie par la formule suivante :

et où : FN est la poussée générée par le rotor de soufflante et est mesurée lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Newton (N) ; et n est le nombre de aubes dans le rotor de soufflante ;
- une densité de puissance par aube du rotor de soufflante est supérieure ou égale à 3,65 x 106et inférieure ou égale à 22,0 x 106W/m², où la densité de puissance par aube du rotor de soufflante est définie par la formule suivante :
et où : la puissance de la soufflante correspond à la puissance du rotor de soufflante et est mesurée lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Watts (W) ; et n est le nombre de aubes dans le rotor de soufflante ;
- la section de soufflante présente en outre un taux de compression de soufflante, correspondant à un rapport de pression entre une sortie du rotor de soufflante et une entrée du rotor de soufflante inférieur ou égal à 1,45, de préférence inférieur ou égal à 1,30 ;
- le diamètre du rotor de soufflante est compris entre 80 pouces et 185 pouces inclus, de préférence entre 85 pouces et 120 pouces inclus, par exemple de l’ordre de 90 pouces ;
- la section de soufflante est carénée et un taux de dilution du système propulsif est supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, de préférence entre 10 et 18 inclus ;
- la section de soufflante est carénée et une vitesse périphérique au sommet des aubes du rotor de soufflante, lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, est comprise entre 260 m/s et 400 m/s ;
- la section de soufflante est non carénée et un taux de dilution du système propulsif est supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus ;
- dans lequel la section de soufflante est non carénée et une vitesse périphérique au sommet des aubes du rotor de soufflante, lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, est comprise entre 210 m/s et 260 m/s ;
- un rapport moyeu-tête du rotor de soufflante est compris entre 0,22 et 0,32 ;
- la turbine d’entrainement comprend au moins 3 et au plus 5 étages ;
- le compresseur comprend au moins 2 et au plus 4 étages ;
- le système propulsif comprend en outre une turbine haute pression et un compresseur haute pression raccordés par l’intermédiaire d’un arbre haute pression, l’arbre haute pression tournant plus rapidement que l’arbre d’entrainement, la turbine haute pression étant biétage ; et/ou
- le compresseur haute pression comprend au moins 8 et au plus 11 étages.Certain preferred but non-limiting characteristics of the propulsion system according to the first aspect are the following, taken individually or in combination:
- a thrust density per blade of the fan rotor of the propulsion system is greater than or equal to 3.3 x 10 4 and less than or equal to 20.0 x 10 4 N/m² where the thrust density per blade is defined by the following formula:

and where: FN is the thrust generated by the fan rotor and is measured when the propulsion system is stationary in takeoff mode in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in Newton (N); and n is the number of blades in the fan rotor;
- a power density per blade of the fan rotor is greater than or equal to 3.65 x 10 6 and less than or equal to 22.0 x 10 6 W/m², where the power density per blade of the fan rotor is defined by the following formula:
and where: the power of the fan corresponds to the power of the fan rotor and is measured when the propulsion system is stationary in takeoff mode in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in Watts (W); and n is the number of blades in the fan rotor;
- the fan section also has a fan compression ratio, corresponding to a pressure ratio between an outlet of the fan rotor and an inlet of the fan rotor less than or equal to 1.45, preferably less than or equal to 1 ,30 ;
- the diameter of the fan rotor is between 80 inches and 185 inches inclusive, preferably between 85 inches and 120 inches inclusive, for example of the order of 90 inches;
- the fan section is streamlined and a dilution ratio of the propulsion system is greater than or equal to 10, for example between 10 and 35 inclusive, preferably between 10 and 18 inclusive;
- the fan section is streamlined and a peripheral speed at the top of the blades of the fan rotor, when the propulsion system is stationary in take-off mode in a standard atmosphere and at sea level, is between 260 m/s and 400 m/s;
- the fan section is non-ducted and a dilution rate of the propulsion system is greater than or equal to 40, for example between 40 and 80 inclusive;
- in which the fan section is non-ducted and a peripheral speed at the top of the blades of the fan rotor, when the propulsion system is stationary in take-off mode in a standard atmosphere and at sea level, is between 210 m/ s and 260 m/s;
- a hub-head ratio of the fan rotor is between 0.22 and 0.32;
- the drive turbine comprises at least 3 and at most 5 stages;
- the compressor has at least 2 and at most 4 stages;
- the propulsion system further comprises a high pressure turbine and a high pressure compressor connected via a high pressure shaft, the high pressure shaft rotating more quickly than the drive shaft, the high pressure turbine being two-stage ; and or
- the high pressure compressor has at least 8 and at most 11 stages.

Selon un deuxième aspect, la présente demande propose un aéronef comprenant au moins un système propulsif selon le premier aspect fixé à l’aéronef par l’intermédiaire d’un mât.According to a second aspect, the present application proposes an aircraft comprising at least one propulsion system according to the first aspect fixed to the aircraft via a mast.

Selon un troisième aspect, la présente demande propose un procédé de dimensionnement ou de fabrication d’un système propulsif comprenant un mécanisme de réduction couplant un arbre d’entrainement et un rotor de soufflante pour entrainer le rotor de soufflante à une vitesse inférieure à une vitesse de l’arbre d’entrainement, et un compresseur entrainé directement par l’arbre d’entrainement, le compresseur étant dimensionné de sorte qu’une densité de puissance du compresseur est supérieure ou égale à 0.64 et inférieure ou égale à 0.97, où la densité de puissance du compresseur est définie par la formule suivante :

et où : D est le diamètre du rotor de soufflante, mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante, et est exprimé en mètres (m) ;
BPR est le taux de dilution du système propulsif et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en livres de poussée ;
netest le nombre d’étages du compresseur ;
Um est la vitesse périphérique moyenne du rotor du compresseur mesurée lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en livres de poussée et est exprimée en mètres par seconde (m/s) ; et
Rext_moy est le rayon externe moyen du compresseur, qui est égal à une moyenne arithmétique des rayons externes des rotors du compresseur basse pression, le rayon externe correspondant à une distance entre un sommet du rotor et l’axe de rotation, à mi-distance au sommet entre un bord d’attaque et un bord de fuite du rotor, et est exprimé en mètres (m).According to a third aspect, the present application proposes a method for sizing or manufacturing a propulsion system comprising a reduction mechanism coupling a drive shaft and a fan rotor to drive the fan rotor at a speed lower than a speed of the drive shaft, and a compressor driven directly by the drive shaft, the compressor being dimensioned so that a power density of the compressor is greater than or equal to 0.64 and less than or equal to 0.97, where the Compressor power density is defined by the following formula:

and where: D is the diameter of the fan rotor, measured in a plane normal to the axis of rotation at an intersection between a vertex and a leading edge of the blades of the fan rotor, and is expressed in meters (m);
BPR is the propulsion system dilution ratio and is measured when the propulsion system is stationary at takeoff in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in pounds of thrust;
n and is the number of stages of the compressor;
Um is the average peripheral speed of the compressor rotor measured when the propulsion system is stationary at takeoff regime in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in pounds of thrust and is expressed in meters per second (m/s) ; And
Rext_moy is the average external radius of the compressor, which is equal to an arithmetic average of the external radii of the rotors of the low pressure compressor, the external radius corresponding to a distance between a vertex of the rotor and the axis of rotation, at mid-distance at vertex between a leading edge and a trailing edge of the rotor, and is expressed in meters (m).

Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du procédé de dimensionnement ou de fabrication selon le premier aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison :
- le rotor de soufflante est dimensionné de sorte qu’une densité de poussée par aube du rotor de soufflante du système propulsif est supérieure ou égale à 3,3 x 104et inférieure ou égale à 20,0 x 104N/m² où la densité de poussée par aube du rotor de soufflante est définie par la formule suivante :

et où : FN est la poussée du rotor de soufflante et est mesurée lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Newton (N) ; et n est le nombre de aubes dans le rotor de soufflante ; et/ou
- le rotor de soufflante est en outre dimensionné de sorte qu’une densité de puissance par aube du rotor de soufflante est supérieure ou égale à 3,65 x 106et inférieure ou égale à 22,0 x 106W/m², où la densité de puissance par aube du rotor de soufflante est définie par la formule suivante :

et où : la puissance de la soufflante correspond à la puissance du rotor de soufflante et est mesurée lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Watts (W) ; et n est le nombre de aubes dans le rotor de soufflante.Certain preferred but non-limiting characteristics of the sizing or manufacturing process according to the first aspect are the following, taken individually or in combination:
- the fan rotor is dimensioned so that a thrust density per blade of the fan rotor of the propulsion system is greater than or equal to 3.3 x 10 4 and less than or equal to 20.0 x 10 4 N/m² where the thrust density per blade of the fan rotor is defined by the following formula:

and where: FN is the thrust of the fan rotor and is measured when the propulsion system is stationary in takeoff mode in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in Newton (N); and n is the number of blades in the fan rotor; and or
- the fan rotor is further dimensioned so that a power density per blade of the fan rotor is greater than or equal to 3.65 x 10 6 and less than or equal to 22.0 x 10 6 W/m², where the power density per blade of the fan rotor is defined by the following formula:

and where: the power of the fan corresponds to the power of the fan rotor and is measured when the propulsion system is stationary in takeoff mode in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in Watts (W); and n is the number of blades in the fan rotor.

DESCRIPTION DES FIGURESDESCRIPTION OF FIGURES

D’autres caractéristiques, buts et avantages de l’invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels :Other characteristics, aims and advantages of the invention will emerge from the description which follows, which is purely illustrative and not limiting, and which must be read with reference to the appended drawings in which:

La est une vue schématique, partielle et en coupe d’un exemple de système propulsif conforme à un premier mode de réalisation de l’invention, dans lequel la section de soufflante est carénée ;There is a schematic, partial and sectional view of an example of a propulsion system according to a first embodiment of the invention, in which the fan section is streamlined;

La est une vue schématique, partielle et en coupe d’un exemple de système propulsif conforme à un premier mode de réalisation de l’invention, dans lequel la section de soufflante est non carénée ;There is a schematic, partial and sectional view of an example of a propulsion system according to a first embodiment of the invention, in which the fan section is non-ducted;

La est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction planétaire ;There is a schematic sectional view of an example of a planetary reduction mechanism;

La est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction épicycloïdal ;There is a schematic sectional view of an example of an epicyclic reduction mechanism;

La est un exemple d’aéronef pouvant comprendre au moins un système propulsif conforme au premier ou au deuxième mode de réalisation de l’invention ;There is an example of an aircraft that may comprise at least one propulsion system conforming to the first or second embodiment of the invention;

La est un organigramme illustrant des exemples d’étapes d’un procédé de dimensionnement ou de fabrication conforme à une forme de réalisation de l’invention.There is a flowchart illustrating examples of steps of a sizing or manufacturing process according to an embodiment of the invention.

Sur l’ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques.In all the figures, similar elements bear identical references.

DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTIONDETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION

Un système propulsif 1 présente une direction principale s’étendant selon un axe longitudinal X et comprend, d’amont en aval dans le sens de l’écoulement des gaz dans le système propulsif 1 lorsqu’il est en fonctionnement, une section de soufflante 2 et un corps primaire 3, souvent appelé « générateur de gaz », comportant une section de compresseur 4, 5, une chambre de combustion 6 et une section de turbine 7, 8. Le système propulsif 1 est ici un système propulsif 1 aéronautique configuré pour être fixé sur un aéronef 100 par l’intermédiaire d’un pylône (ou mât).A propulsion system 1 has a main direction extending along a longitudinal axis and a primary body 3, often called a “gas generator”, comprising a compressor section 4, 5, a combustion chamber 6 and a turbine section 7, 8. The propulsion system 1 is here an aeronautical propulsion system 1 configured to be fixed on an aircraft 100 via a pylon (or mast).

La section de compresseur 4, 5 comprend une succession d'étages comprenant chacun une roue d'aubes mobiles (rotor) 4a, 5a tournant devant une roue d'aubes fixes (stator) 4b, 5b. La section de turbine 7, 8 comprend également une succession d'étages comprenant chacun une roue d'aubes fixes (stator) 7a, 8a derrière laquelle tourne une roue d'aubes mobiles (rotor) 7b, 8b.The compressor section 4, 5 comprises a succession of stages each comprising a moving blade wheel (rotor) 4a, 5a rotating in front of a fixed blade wheel (stator) 4b, 5b. The turbine section 7, 8 also comprises a succession of stages each comprising a fixed blade wheel (stator) 7a, 8a behind which turns a movable blade wheel (rotor) 7b, 8b.

Dans la présente demande, la direction axiale correspond à la direction de l'axe longitudinal X, en correspondance avec la rotation des arbres du générateur de gaz, et une direction radiale est une direction perpendiculaire à cet axe X et passant par lui. Par ailleurs, la direction circonférentielle (ou latérale, ou encore tangentielle) correspond à une direction perpendiculaire à l'axe longitudinal X et ne passant pas par lui. Sauf précision contraire, interne (respectivement, intérieur) et externe (respectivement, extérieur), respectivement, sont utilisés en référence à une direction radiale de sorte que la partie ou la face interne d'un élément est plus proche de l'axe X que la partie ou la face externe du même élément.In the present application, the axial direction corresponds to the direction of the longitudinal axis X, in correspondence with the rotation of the shafts of the gas generator, and a radial direction is a direction perpendicular to this axis X and passing through it. Furthermore, the circumferential (or lateral, or even tangential) direction corresponds to a direction perpendicular to the longitudinal axis X and not passing through it. Unless otherwise specified, internal (respectively, interior) and external (respectively, exterior), respectively, are used with reference to a radial direction such that the internal part or face of an element is closer to the X axis than the part or external face of the same element.

En fonctionnement, un flux d’air F entrant dans le système propulsif 1 est divisé entre un flux d’air primaire F1 et un flux d’air secondaire F2, qui circulent d’amont en aval dans le système propulsif 1.In operation, an air flow F entering the propulsion system 1 is divided between a primary air flow F1 and a secondary air flow F2, which circulate from upstream to downstream in the propulsion system 1.

Le flux d’air secondaire F2 (appelé également « flux d’air de dérivation ») s’écoule autour du corps primaire 3. Le flux d’air secondaire F2 permet de refroidir la périphérie du corps primaire 3 et sert à générer la majeure partie de la poussée fournie par le système propulsif 1.The secondary air flow F2 (also called "bypass air flow") flows around the primary body 3. The secondary air flow F2 makes it possible to cool the periphery of the primary body 3 and serves to generate the major part of the thrust provided by the propulsion system 1.

Le flux d’air primaire F1 s’écoule dans une veine primaire à l’intérieur du corps primaire 3, en passant successivement à travers la section de compresseur 4, 5, la chambre de combustion 6 où il est mélangé avec du carburant pour servir de comburant, et la section de turbine 7, 8. Le passage du flux d’air primaire F1 à travers la section de turbine 7, 8 recevant de l’énergie de la chambre de combustion 6 provoque une rotation du rotor de la section de turbine 7, 8, qui entraine à son tour en rotation le rotor de la section de compresseur 4, 5 ainsi qu’une partie rotor 9 de la section de soufflante 2.The primary air flow F1 flows in a primary vein inside the primary body 3, passing successively through the compressor section 4, 5, the combustion chamber 6 where it is mixed with fuel to serve oxidant, and the turbine section 7, 8. The passage of the primary air flow F1 through the turbine section 7, 8 receiving energy from the combustion chamber 6 causes a rotation of the rotor of the combustion section. turbine 7, 8, which in turn rotates the rotor of the compressor section 4, 5 as well as a rotor part 9 of the fan section 2.

Dans un système propulsif 1 à double-corps, la section de compresseur 4, 5 peut comprendre un compresseur basse pression 4 et un compresseur haute pression 5. La section de turbine 7, 8 peut comprendre une turbine haute pression 8 et une turbine basse pression 7. Le rotor du compresseur haute pression 5 est entrainé en rotation par le rotor la turbine haute pression 8 par l’intermédiaire d’un arbre haute pression 10. Le rotor du compresseur basse pression 4 et la partie rotor 9 de la section de soufflante 2 sont entrainés en rotation par le rotor de la turbine basse pression 7 par l’intermédiaire d’un arbre basse pression 11. Ainsi, le corps primaire 3 comprend un corps haute pression comprenant le compresseur haute pression 5, la turbine haute pression 8 et l’arbre haute pression 10, et un corps basse pression comprenant la section de soufflante 2, le compresseur basse pression 4, la turbine basse pression 7 et l’arbre basse pression 11. La vitesse de rotation du corps haute pression est supérieure à la vitesse de rotation du corps basse pression. Dans un système propulsif 1 à triple-corps, la section de turbine 7, 8 comprend en outre une turbine intermédiaire, positionnée entre la turbine haute pression 8 et la turbine basse pression 7 et configurée pour entrainer le rotor du compresseur basse pression 4 par l’intermédiaire d’un arbre intermédiaire. Le rotor de soufflante 9 et le rotor du compresseur haute pression 5 restent entrainés par l’arbre basse pression 11 et l’arbre haute pression 10, respectivement.In a dual-body propulsion system 1, the compressor section 4, 5 may comprise a low pressure compressor 4 and a high pressure compressor 5. The turbine section 7, 8 may comprise a high pressure turbine 8 and a low pressure turbine 7. The rotor of the high pressure compressor 5 is rotated by the rotor the high pressure turbine 8 via a high pressure shaft 10. The rotor of the low pressure compressor 4 and the rotor part 9 of the fan section 2 are rotated by the rotor of the low pressure turbine 7 via a low pressure shaft 11. Thus, the primary body 3 comprises a high pressure body comprising the high pressure compressor 5, the high pressure turbine 8 and the high pressure shaft 10, and a low pressure body including the blower section 2, the low pressure compressor 4, the low pressure turbine 7 and the low pressure shaft 11. The rotation speed of the high pressure body is greater than the low pressure body rotation speed. In a triple-body propulsion system 1, the turbine section 7, 8 further comprises an intermediate turbine, positioned between the high pressure turbine 8 and the low pressure turbine 7 and configured to drive the rotor of the low pressure compressor 4 by the intermediate of an intermediate shaft. The fan rotor 9 and the high pressure compressor rotor 5 remain driven by the low pressure shaft 11 and the high pressure shaft 10, respectively.

L’arbre basse pression 11 est généralement logé, sur un tronçon de sa longueur, dans l’arbre haute pression 10 et est coaxial à l’arbre haute pression 10. L’arbre basse pression 11 et l’arbre haute pression 10 peuvent être corotatifs, c’est-à-dire être entraînés dans le même sens autour de l’axe longitudinal X. En variante, l’arbre basse pression 11 et l’arbre haute-pression sont contrarotatifs, c’est-à-dire être entraînés dans des sens opposés autour de l’axe longitudinal X. Le cas échéant, l’arbre intermédiaire est logé entre l’arbre haute pression 10 et l’arbre basse pression 11. L’arbre intermédiaire et l’arbre basse pression 11 peuvent être corotatifs ou contrarotatifs.The low pressure shaft 11 is generally housed, over a section of its length, in the high pressure shaft 10 and is coaxial with the high pressure shaft 10. The low pressure shaft 11 and the high pressure shaft 10 can be co-rotating, that is to say being driven in the same direction around the longitudinal axis driven in opposite directions around the longitudinal axis be corotative or contrarotative.

La section de soufflante 2 comprend au moins le rotor de soufflante 9 propre à être entrainé en rotation par rapport à une partie stator du système propulsif 1 par la section de turbine 7, 8. Chaque rotor de soufflante 9 comprend un moyeu 13 et des aubes 14 s’étendant radialement à partir du moyeu 13. Les aubes 14 de chaque rotor 9 peuvent être fixes par rapport au moyeu 12 ou présenter un calage variable. Dans ce cas, le pied des aubes 14 de chaque rotor 9 est monté pivotant suivant un axe de calage et est relié à un mécanisme de changement de pas 15 monté dans le système propulsif 1, le calage étant ajusté en fonction des phases de vol par un mécanisme de changement de pas 15. Le mécanisme de changement de pas 15 est illustré en traits discontinus sur la pour montrer que cette caractéristique est optionnelle.The fan section 2 comprises at least the fan rotor 9 capable of being rotated relative to a stator part of the propulsion system 1 by the turbine section 7, 8. Each fan rotor 9 comprises a hub 13 and blades 14 extending radially from the hub 13. The blades 14 of each rotor 9 can be fixed relative to the hub 12 or have a variable pitch. In this case, the foot of the blades 14 of each rotor 9 is pivotally mounted along a pitch axis and is connected to a pitch change mechanism 15 mounted in the propulsion system 1, the pitch being adjusted as a function of the flight phases by a pitch change mechanism 15. The pitch change mechanism 15 is illustrated in broken lines on the to show that this feature is optional.

La section de soufflante 2 peut en outre comprendre un stator de soufflante 16, ou redresseur, qui comprend des aubes 17 montées sur un moyeu 18 du stator de soufflante 16 et ont pour fonction de redresser le flux d’air secondaire F2 qui s’écoule en sortie du rotor de soufflante 9. Les aubes 17 du stator de soufflante 18 peuvent être fixes par rapport au moyeu 18 ou présenter un calage variable. De manière similaire aux aubes 14 de rotor, le pied des aubes de stator 17 est monté pivotant suivant un axe X de calage et est relié à un mécanisme de changement de pas 15a, qui est généralement distinct de celui du rotor de soufflante 9, le calage étant ajusté en fonction des phases de vol par le mécanisme de changement de pas.The fan section 2 may further comprise a fan stator 16, or rectifier, which comprises vanes 17 mounted on a hub 18 of the fan stator 16 and has the function of straightening the secondary air flow F2 which flows at the outlet of the fan rotor 9. The blades 17 of the fan stator 18 can be fixed relative to the hub 18 or have variable timing. In a similar manner to the rotor blades 14, the foot of the stator blades 17 is pivotally mounted along a timing axis pitch being adjusted according to the flight phases by the pitch change mechanism.

Afin d’améliorer le rendement propulsif du système propulsif 1 et de réduire sa consommation spécifique ainsi que le bruit émis par la section de soufflante 2, le système propulsif 1 présente un taux de dilution (bypass ratio) élevé. Par taux de dilution élevé, on comprendra ici un taux de dilution supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 80 inclus. Pour calculer le taux de dilution, le débit massique du flux d’air secondaire F2 et le débit massique du flux d’air primaire F1 sont mesurés lorsque le système propulsif 1 est stationnaire, non-installé, en régime de décollage dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l’Organisation de l’aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3eédition) et au niveau de la mer. On notera que, dans la présente demande, les paramètres (pression, débit, poussée, vitesse, etc.) sont systématiquement déterminés dans ces conditions. Par « non installé », on comprendra ici que les mesures sont effectuées lorsque le système propulsif 1 est dans un banc d’essai (et non installé sur un aéronef 100), les mesures étant alors plus simples à réaliser.In order to improve the propulsion efficiency of the propulsion system 1 and to reduce its specific consumption as well as the noise emitted by the fan section 2, the propulsion system 1 has a high dilution rate (bypass ratio). By high dilution rate, we will understand here a dilution rate greater than or equal to 10, for example between 10 and 80 inclusive. To calculate the dilution rate, the mass flow rate of the secondary air flow F2 and the mass flow rate of the primary air flow F1 are measured when the propulsion system 1 is stationary, uninstalled, in take-off mode in a standard atmosphere (as defined by the International Civil Aviation Organization (ICAO) Manual, Doc 7488/3, 3rd edition) and at sea level. Note that, in this application, the parameters (pressure , flow, thrust, speed, etc.) are systematically determined under these conditions. By "not installed", it will be understood here that the measurements are carried out when the propulsion system 1 is in a test bench (and not installed on an aircraft 100), the measurements then being simpler to carry out.

Le rotor de soufflante 9 est découplé de l’arbre basse pression 11 à l’aide d’un mécanisme de réduction 19, placé entre une extrémité amont de l’arbre basse pression 11 et le rotor de soufflante 9, afin d’optimiser indépendamment leur vitesse de rotation respective. Dans ce cas, le système propulsif 1 comprend en outre un arbre supplémentaire, dit arbre de soufflante 20. L’arbre basse pression 11 raccorde la turbine basse pression 7 à une entrée du mécanisme de réduction 19 tandis que l’arbre de soufflante 20 raccorde la sortie du mécanisme de réduction 19 au rotor de soufflante 9. Le rotor de soufflante 9 est donc entrainé par l’arbre basse pression 11 par l’intermédiaire du mécanisme de réduction 19 et de l’arbre de soufflante 20 à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de la turbine basse pression 7.The fan rotor 9 is decoupled from the low pressure shaft 11 using a reduction mechanism 19, placed between an upstream end of the low pressure shaft 11 and the fan rotor 9, in order to independently optimize their respective rotation speed. In this case, the propulsion system 1 further comprises an additional shaft, called the fan shaft 20. The low pressure shaft 11 connects the low pressure turbine 7 to an inlet of the reduction mechanism 19 while the fan shaft 20 connects the output of the reduction mechanism 19 to the fan rotor 9. The fan rotor 9 is therefore driven by the low pressure shaft 11 via the reduction mechanism 19 and the fan shaft 20 at a rotation speed lower than the rotation speed of the low pressure turbine 7.

Ce découplage permet de réduire la vitesse de rotation et le rapport de pression du rotor de soufflante 9 et d’augmenter la puissance extraite par la turbine basse pression 7. En effet, l’efficacité globale des systèmes propulsifs est conditionnée au premier ordre par le rendement propulsif, qui est favorablement influencé par une minimisation de la variation d’énergie cinétique de l’air à la traversée du système propulsif 1. Dans un système propulsif 1 à taux de dilution élevé, l’essentiel du débit générant l’effort propulsif est constitué par le flux d’air secondaire F2 du système propulsif 1, l’énergie cinétique du flux d’air secondaire F2 étant majoritairement affectée par la compression que subit le flux d’air secondaire F2 lors de la traversée de la section de soufflante 2. Le rendement propulsif et le rapport de pression de la section de soufflante 2 sont donc liés : plus le rapport de pression de la section de soufflante 2 est faible, meilleur sera le rendement propulsif. Afin d’optimiser le rendement propulsif du système propulsif 1, le rapport de pression de la soufflante, qui correspond au rapport entre la pression moyenne en sortie du stator de soufflante 17 (ou, en l’absence de stator, du rotor de soufflante 9) et la pression moyenne en entrée du rotor de soufflante 9, est inférieur ou égal à 1,70, de préférence inférieur ou égal à 1,50, par exemple compris entre 1,05 et 1,45. Les pressions moyennes sont mesurées ici sur la hauteur de l’aube 14 (de la surface qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante 9 au sommet 21 de l’aube de soufflante 14).This decoupling makes it possible to reduce the rotation speed and the pressure ratio of the fan rotor 9 and to increase the power extracted by the low pressure turbine 7. In fact, the overall efficiency of the propulsion systems is conditioned to the first order by the propulsion efficiency, which is favorably influenced by a minimization of the variation in kinetic energy of the air as it passes through the propulsion system 1. In a propulsion system 1 with a high dilution rate, most of the flow generating the propulsive effort is constituted by the secondary air flow F2 of the propulsion system 1, the kinetic energy of the secondary air flow F2 being mainly affected by the compression that the secondary air flow F2 undergoes when crossing the fan section 2. The propulsive efficiency and the pressure ratio of the fan section 2 are therefore linked: the lower the pressure ratio of the fan section 2, the better the propulsive efficiency will be. In order to optimize the propulsion efficiency of the propulsion system 1, the fan pressure ratio, which corresponds to the ratio between the average pressure at the outlet of the fan stator 17 (or, in the absence of a stator, of the fan rotor 9 ) and the average pressure at the inlet of the fan rotor 9 is less than or equal to 1.70, preferably less than or equal to 1.50, for example between 1.05 and 1.45. The average pressures are measured here over the height of the blade 14 (from the surface which radially delimits inside the flow vein at the inlet of the fan rotor 9 to the top 21 of the fan blade 14).

Le système propulsif 1 est configuré pour fournir une poussée comprise entre 18 000 lbf (80 068 N) et 51 000 lbf (22 2411 N), de préférence entre 20 000 lbf (88964 N) et 35 000 lbf (15 5688 N).The propulsion system 1 is configured to provide a thrust of between 18,000 lbf (80,068 N) and 51,000 lbf (22,2411 N), preferably between 20,000 lbf (88,964 N) and 35,000 lbf (15,5688 N).

La section de soufflante 2 peut être carénée ou non carénée. Dans le cas d’une section de soufflante 2 carénée, la section de soufflante 2 comprend un carter de soufflante 12 et le rotor de soufflante 9 est logé dans le carter de soufflante 12.The fan section 2 can be ducted or not ducted. In the case of a ducted fan section 2, the fan section 2 comprises a fan casing 12 and the fan rotor 9 is housed in the fan casing 12.

Une section de soufflante 2 carénée comprend un rotor de soufflante 9 s’étendant en amont d’un stator de soufflante. Les aubes du stator de soufflante sont alors généralement dénommées aubes de sortie ( « Outlet Guide Vane » ou « OGV » en anglais) et présentent un calage fixe par rapport au moyeu du stator de soufflante. Par ailleurs, le taux de dilution du système propulsif 1 est de préférence supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, de préférence entre 10 et 18 inclus. La vitesse périphérique au sommet 21 des aubes du rotor de soufflante 9 peut par ailleurs être comprise entre 260 m/s et 400 m/s. Les aubes 14 du rotor de soufflante 9 peuvent être fixes ou présenter un calage variable. Le rapport de pression de soufflante peut alors être compris entre 1,20 et 1,45.A ducted fan section 2 comprises a fan rotor 9 extending upstream of a fan stator. The blades of the fan stator are then generally called outlet blades (“Outlet Guide Vane” or “OGV” in English) and have a fixed setting relative to the hub of the fan stator. Furthermore, the dilution rate of the propulsion system 1 is preferably greater than or equal to 10, for example between 10 and 35 inclusive, preferably between 10 and 18 inclusive. The peripheral speed at the top 21 of the blades of the fan rotor 9 can also be between 260 m/s and 400 m/s. The blades 14 of the fan rotor 9 can be fixed or have variable pitch. The blower pressure ratio can then be between 1.20 and 1.45.

Dans une section de soufflante 2 non carénée, la section de soufflante 2 n’est pas entourée par un carter de soufflante. La section de soufflante 2 étant non carénée, les aubes 14 du rotor de soufflante 9 présentent un calage variable. Des systèmes propulsifs comprenant au moins un rotor de soufflante 9 non caréné sont connus sous les termes anglais « open rotor » ou « unducted fan ». Le système propulsif 1 peut comprendre deux rotors de soufflante 9 non carénés et contrarotatifs. Un tel système propulsif 1 est connu sous l’acronyme anglais CROR pour « Contra-Rotating Open Rotor » (rotor ouvert contrarotatif en français) ou UDF pour « Unducted Double Fan » (double soufflante non carénée en français). Le ou les rotors de soufflante 9 peuvent être placés à l’arrière du corps primaire 3 de sorte à être du type pousseur ou à l’avant du corps primaire 3 de sorte à être du type tracteur. En variante, le système propulsif 1 peut comprendre un seul rotor de soufflante 9 non caréné et un stator de soufflante 16 non caréné (redresseur). Un tel système propulsif 1 est connu sous l’acronyme anglais USF pour « Unducted Single Fan ». Dans le cas d’un système propulsif 1 du type USF, les aubes 17 du redresseur 16 sont fixes en rotation par rapport à l’axe X de rotation du rotor de soufflante 9 amont et par conséquent ne subissent pas d’effort centrifuge. Les aubes 17 du redresseur 16 sont par ailleurs à calage variable.In a non-ducted fan section 2, the fan section 2 is not surrounded by a fan casing. The fan section 2 being non-ducted, the blades 14 of the fan rotor 9 have a variable pitch. Propulsion systems comprising at least one unducted fan rotor 9 are known by the English terms “open rotor” or “unducted fan”. The propulsion system 1 may include two fan rotors 9 which are non-ducted and counter-rotating. Such a propulsion system 1 is known by the English acronym CROR for “Contra-Rotating Open Rotor” (contra-rotating open rotor in French) or UDF for “Unducted Double Fan” (unducted double fan in French). The fan rotor(s) 9 can be placed at the rear of the primary body 3 so as to be of the pusher type or at the front of the primary body 3 so as to be of the tractor type. Alternatively, the propulsion system 1 may comprise a single non-ducted fan rotor 9 and an non-ducted fan stator 16 (rectifier). Such a propulsion system 1 is known by the English acronym USF for “Unducted Single Fan”. In the case of a propulsion system 1 of the USF type, the blades 17 of the rectifier 16 are fixed in rotation relative to the axis X of rotation of the upstream fan rotor 9 and therefore do not undergo centrifugal force. The blades 17 of the rectifier 16 are also variable in pitch.

La suppression du carénage autour de la section de soufflante 2 permet d’augmenter le taux de dilution de façon très importante sans que le système propulsif 1 ne soit pénalisé par la masse des carters ou nacelles destinés à entourer la section de soufflante 2. Le taux de dilution du système propulsif 1 comprenant une section de soufflante 2 non carénée est ainsi supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus. La vitesse périphérique au sommet 21 des aubes 14 du ou des rotor(s) de soufflante 9 peut par ailleurs être comprise entre 210 m/s et 260 m/s. Le rapport de pression de soufflante peut alors être compris de préférence entre 1,05 et 1,20.The removal of the fairing around the fan section 2 makes it possible to increase the dilution rate very significantly without the propulsion system 1 being penalized by the mass of the casings or nacelles intended to surround the fan section 2. The rate dilution of the propulsion system 1 comprising a non-ducted fan section 2 is thus greater than or equal to 40, for example between 40 and 80 inclusive. The peripheral speed at the top 21 of the blades 14 of the fan rotor(s) 9 can also be between 210 m/s and 260 m/s. The fan pressure ratio can then preferably be between 1.05 and 1.20.

Le mécanisme de réduction 19 peut comprendre un mécanisme de réduction 19 épicycloïdal ou planétaire, monoétage ou biétage. Par exemple, le mécanisme de réduction 19 peut être du type planétaire (« star » en anglais) ( ) et comprendre un pignon solaire 19a (entrée du mécanisme de réduction 19), centré sur un axe X de rotation du mécanisme de réduction 19 (généralement confondu avec l’axe longitudinal X) et configuré pour être entrainé en rotation par l’arbre basse pression 11, une couronne 19b (sortie du mécanisme de réduction 19) coaxiale avec le pignon solaire 19a et configurée pour entrainer en rotation l’arbre de soufflante 20 autour de l’axe X de rotation, et une série de satellites 19c répartis circonférentiellement autour de l’axe X de rotation entre le pignon solaire 19a et la couronne 19b, chaque satellite 19c étant engrené intérieurement avec le pignon solaire 19a et extérieurement avec la couronne 19b. La série de satellites 19c est montée sur un porte-satellites 19d qui est fixe par rapport à une partie stator 19e du système propulsif 1, par exemple par rapport à un carter de la section de compresseur 4, 5. En variante, le mécanisme de réduction 19 peut être épicycloïdal (« planetary » en anglais) ( ), auquel cas la couronne 19b est montée fixement sur la partie stator 19e du système propulsif 1 et l’arbre de soufflante 20 est entrainé en rotation par le porte-satellites 19d.The reduction mechanism 19 may comprise an epicyclic or planetary, single-stage or two-stage reduction mechanism 19. For example, the reduction mechanism 19 can be of the planetary type (“star” in English) ( ) and comprise a sun pinion 19a (entry to the reduction mechanism 19), centered on an axis X of rotation of the reduction mechanism 19 (generally confused with the longitudinal axis X) and configured to be rotated by the lower shaft pressure 11, a crown 19b (output of the reduction mechanism 19) coaxial with the sun pinion 19a and configured to rotate the fan shaft 20 around the axis X of rotation, and a series of satellites 19c distributed circumferentially around of the axis The series of satellites 19c is mounted on a planet carrier 19d which is fixed relative to a stator part 19e of the propulsion system 1, for example relative to a casing of the compressor section 4, 5. Alternatively, the mechanism of reduction 19 can be epicyclic (“planetary” in English) ( ), in which case the crown 19b is fixedly mounted on the stator part 19e of the propulsion system 1 and the fan shaft 20 is rotated by the planet carrier 19d.

Quelle que soit la configuration du mécanisme de réduction 19, le diamètre de la couronne 19b et du porte satellites 19d sont supérieurs au diamètre du pignon solaire 19a, de sorte que la vitesse de rotation du rotor de soufflante 9 est inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre basse pression 11.Whatever the configuration of the reduction mechanism 19, the diameter of the ring gear 19b and of the satellite carrier 19d are greater than the diameter of the sun pinion 19a, so that the rotation speed of the fan rotor 9 is lower than the rotation speed of the low pressure shaft 11.

Le taux de réduction du mécanisme de réduction 19 est supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11. Dans le cas d’un système propulsif 1 comprenant un rotor de soufflante 9 caréné, le taux de réduction peut être supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 6,0, typiquement autour de 3,0. Dans le cas d’un système propulsif 1 comprenant un rotor de soufflante non caréné, le taux de réduction peut être compris entre 9,0 et 11,0.The reduction rate of the reduction mechanism 19 is greater than or equal to 2.5 and less than or equal to 11. In the case of a propulsion system 1 comprising a ducted fan rotor 9, the reduction rate may be greater than or equal to at 2.7 and less than or equal to 6.0, typically around 3.0. In the case of a propulsion system 1 comprising a non-ducted fan rotor, the reduction rate can be between 9.0 and 11.0.

La vitesse limite (redline speed en anglais) de l’arbre basse pression 11, qui correspond à la vitesse maximale absolue susceptible d’être rencontrée par l’arbre basse pression 11 durant tout le vol (selon le règlement de certification européen EASA CS-E 740 (ou selon le règlement de certification américain 14-CFR Part 33.87)), est comprise entre 8500 tours par minute et 12000 tours par minute, de préférence entre 9000 tours par minute et 11000 tours par minute. La vitesse limite correspond à la vitesse de rotation maximale lorsque le système propulsif est sain. Elle est donc susceptible d’être atteinte par l’arbre basse pression 11 en condition de vol. Cette vitesse limite fait partie des données déclarées dans la certification moteur (« type certification data sheet » en anglais). En effet, cette vitesse de rotation est habituellement utilisée comme vitesse de référence pour le dimensionnement des systèmes propulsifs 1 et dans certains essais de certification (tels que les essais de pertes d’aube ou d’intégrité du rotor).The limiting speed (redline speed in English) of the low pressure shaft 11, which corresponds to the absolute maximum speed likely to be encountered by the low pressure shaft 11 during the entire flight (according to the European certification regulation EASA CS- E 740 (or according to the American certification regulation 14-CFR Part 33.87)), is between 8500 revolutions per minute and 12000 revolutions per minute, preferably between 9000 revolutions per minute and 11000 revolutions per minute. The speed limit corresponds to the maximum rotation speed when the propulsion system is healthy. It is therefore likely to be reached by the low pressure shaft 11 in flight conditions. This speed limit is part of the data declared in the engine certification (“type certification data sheet” in English). Indeed, this rotation speed is usually used as a reference speed for the sizing of propulsion systems 1 and in certain certification tests (such as blade loss or rotor integrity tests).

Afin d’améliorer le rendement du système propulsif 1 et de faciliter l’intégration du mécanisme de réduction 19 dans le système propulsif 1, le compresseur basse pression 4 présente une densité de puissance supérieure ou égale à 0,64 et inférieure ou égale à 0,97, où la densité de puissance du compresseur basse pression 4 est définie par la formule suivante :

et où : netest le nombre d’étages du compresseur ;In order to improve the efficiency of the propulsion system 1 and to facilitate the integration of the reduction mechanism 19 into the propulsion system 1, the low pressure compressor 4 has a power density greater than or equal to 0.64 and less than or equal to 0 .97, where the power density of the low pressure compressor 4 is defined by the following formula:

and where: n and is the number of stages of the compressor;

Um est la vitesse périphérique moyenne du rotor du compresseur basse pression 4 et est exprimée en mètres par second (m/s) ; etUm is the average peripheral speed of the rotor of the low pressure compressor 4 and is expressed in meters per second (m/s); And

Rext_moy est le rayon externe moyen du compresseur basse pression 4 et est exprimé en mètres (m).Rext_moy is the average external radius of the low pressure compressor 4 and is expressed in meters (m).

Le rayon externe moyen du compresseur est égal à la moyenne arithmétique des rayons externes R1 des rotors (roues d’aubes mobiles) du compresseur basse pression 4. Dans un étage donné, le rayon externe R1 du rotor correspond à la distance entre le sommet des aubes mobiles du rotor 4a et l’axe X de rotation, à mi-distance (au sommet) entre le bord d’attaque et le bord de fuite des aubes mobiles du rotor 9a (50 % de la corde au sommet).The average external radius of the compressor is equal to the arithmetic average of the external radii R1 of the rotors (moving blade wheels) of the low pressure compressor 4. In a given stage, the external radius R1 of the rotor corresponds to the distance between the tops of the moving blades of the rotor 4a and the axis

La vitesse de rotation du rotor de soufflante 9 étant décorrélée de la vitesse de rotation de l’arbre basse pression 11 grâce au mécanisme de réduction 19, la vitesse de rotation de l’arbre basse pression 11 peut être augmentée afin que la turbine basse pression 8, et donc le compresseur basse pression 4, tourne à une vitesse optimale. Cela implique donc une augmentation de la densité de puissance du compresseur basse pression 4. La présente demande propose cependant d’utiliser l’augmentation de la vitesse de rotation de l’arbre basse pression 11 pour réduire le rayon externe moyen Rext_moy du compresseur basse pression 4. Cette réduction du rayon externe moyen Rext_moy du compresseur basse pression 4 permet le cas échéant d’augmenter le taux de compression global du système propulsif 1, puisqu’il dépend du débit du flux d’air primaire F1. Ainsi, le taux de compression global du système propulsif 1, qui correspond au rapport de pression entre la pression en sortie du compresseur haute pression 5 et la pression en entrée du rotor de soufflante 9 (mesurée au niveau du pied du rotor de soufflante 9), peut être supérieur ou égal à 40 et inférieur ou égal à 70, de préférence supérieur ou égal à 44 et inférieur ou égal à 55.The speed of rotation of the fan rotor 9 being decorrelated from the speed of rotation of the low pressure shaft 11 thanks to the reduction mechanism 19, the speed of rotation of the low pressure shaft 11 can be increased so that the low pressure turbine 8, and therefore the low pressure compressor 4, rotates at an optimal speed. This therefore implies an increase in the power density of the low pressure compressor 4. The present application however proposes to use the increase in the rotation speed of the low pressure shaft 11 to reduce the average external radius Rext_moy of the low pressure compressor 4. This reduction in the average external radius Rext_moy of the low pressure compressor 4 makes it possible, if necessary, to increase the overall compression ratio of the propulsion system 1, since it depends on the flow rate of the primary air flow F1. Thus, the overall compression ratio of the propulsion system 1, which corresponds to the pressure ratio between the pressure at the outlet of the high pressure compressor 5 and the pressure at the inlet of the fan rotor 9 (measured at the level of the foot of the fan rotor 9) , may be greater than or equal to 40 and less than or equal to 70, preferably greater than or equal to 44 and less than or equal to 55.

Lorsque l’intégration du mécanisme de réduction 19 le permet, la réduction du rayon externe moyen Rext_moy du compresseur basse pression 4 permet en outre de réduire la longueur et la courbure descendante (col de cygne) du conduit 23 séparant le compresseur basse pression 4 et le compresseur haute pression 5. La transition entre le compresseur basse pression 4 et le compresseur haute pression 5 est donc améliorée, ce qui améliore le rendement de la section de compresseur 4, 5.When the integration of the reduction mechanism 19 allows it, the reduction of the average external radius Rext_moy of the low pressure compressor 4 also makes it possible to reduce the length and the downward curvature (swan neck) of the conduit 23 separating the low pressure compressor 4 and the high pressure compressor 5. The transition between the low pressure compressor 4 and the high pressure compressor 5 is therefore improved, which improves the efficiency of the compressor section 4, 5.

Afin d’optimiser les performances du système propulsif 1 en termes de consommation spécifique, de masse et de trainée, tout en garantissant la possibilité d’intégrer le système propulsif 1 dans un aéronef 100, la densité de poussée par aube 14 du rotor de soufflante 9 est supérieure ou égale à 3,3 x 104et inférieure ou égale à 20,0 x 104N/m² où la densité de poussée par aube 14 est définie par la formule suivante :

et où : FN est la poussée générée par le rotor de soufflante 9 et est exprimée en Newton (N) ;In order to optimize the performance of the propulsion system 1 in terms of specific consumption, mass and drag, while guaranteeing the possibility of integrating the propulsion system 1 into an aircraft 100, the thrust density per blade 14 of the fan rotor 9 is greater than or equal to 3.3 x 10 4 and less than or equal to 20.0 x 10 4 N/m² where the thrust density per blade 14 is defined by the following formula:

and where: FN is the thrust generated by the fan rotor 9 and is expressed in Newton (N);

n est le nombre d’aubes 14 dans le rotor de soufflante 9 ; etn is the number of blades 14 in the fan rotor 9; And

D est le diamètre du rotor de soufflante 9, mesuré dans un plan normal à l’axe X de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet 21 et un bord d’attaque 22 des aubes 14 du rotor de soufflante 9, et est exprimé en mètres (m). A noter que les figures 1 et 2 étant des vues partielles, le diamètre D n’est que partiellement visible.D is the diameter of the fan rotor 9, measured in a plane normal to the axis expressed in meters (m). Note that Figures 1 and 2 being partial views, the diameter D is only partially visible.

Lorsque le système propulsif 1 comprend deux rotors de soufflante 9, la densité de poussée par aube 14 du rotor de soufflante est inférieure ou égale à 4,0 x 104N/m².When the propulsion system 1 comprises two fan rotors 9, the thrust density per blade 14 of the fan rotor is less than or equal to 4.0 x 10 4 N/m².

En effet, la Déposante s’est aperçue du fait que, lorsque la densité de poussée est inférieure à 3,3 104N/m², il était difficile d’intégrer le système propulsif 1 car celui-ci était trop volumineux, présentait une masse trop importante et générait une trainée excessive. Par ailleurs, lorsque la densité de poussée est supérieure à 20,0 x 104N/m², les performances du système propulsif 1 en termes de consommation spécifique sont dégradées. Le dimensionnement du système propulsif 1 de sorte que la densité de poussée par aube 14 du rotor de soufflante 9 est comprise entre 3,3 x 104et 20,0 x 104N/m² permet donc d’obtenir un compromis entre l’intégration et les performances du système propulsif 1 lorsque le système propulsif 1 comprend un mécanisme de réduction 19 et présente un taux de dilution élevé. Un tel intervalle de densité de poussée par aube 14 est en outre compatible avec un rapport de pression de soufflante inférieur à 1,45, ce qui permet d’optimiser le rendement propulsif du système propulsif 1.Indeed, the Applicant noticed the fact that, when the thrust density is less than 3.3 10 4 N/m², it was difficult to integrate the propulsion system 1 because it was too bulky, presented a mass too large and generated excessive drag. Furthermore, when the thrust density is greater than 20.0 x 10 4 N/m², the performance of the propulsion system 1 in terms of specific consumption is degraded. Sizing the propulsion system 1 so that the thrust density per blade 14 of the fan rotor 9 is between 3.3 x 10 4 and 20.0 x 10 4 N/m² therefore makes it possible to obtain a compromise between the integration and performance of the propulsion system 1 when the propulsion system 1 includes a reduction mechanism 19 and has a high dilution rate. Such an interval of thrust density per blade 14 is also compatible with a fan pressure ratio of less than 1.45, which makes it possible to optimize the propulsion efficiency of the propulsion system 1.

A titre d’exemple, un système propulsif 1 conforme à l’invention comprenant un rotor de soufflante caréné et dont la densité de poussée par aube de soufflante 14 est égale à 11 x 104 N/m² a une consommation spécifique inférieure de 15 % par rapport au même système propulsif dont la densité de poussée par aube de soufflante est égale à 21 x 104N/m². Le dimensionnement du système propulsif 1 de sorte à obtenir une densité de puissance par aube 14 comprise entre 3,3 x 104et 20,0 x 104N/m² peut être réalisé en fixant tout d’abord la poussée (FN) générée par la section de soufflante 2 et en modifiant le diamètre (D) du rotor de soufflante (et donc le taux de pression de la section de soufflante 2). Par rapport à un système propulsif avec mécanisme de réduction conventionnel, le diamètre D peut par exemple être augmenté et le taux de pression de soufflante 2 peut être réduit. Le nombre d’aubes 14 de soufflante (n) et la vitesse de rotation du rotor de soufflante 9 peuvent par ailleurs être adaptés afin de respecter des exigences de performance, d’acoustique et d’intégration. En fonction des caractéristiques aérodynamiques de la section de soufflante 2, le système propulsif 1 peut être modifié de sorte à intégrer un mécanisme de changement de pas 15, 15a permettant d’adapter le calage des aubes 14 du rotor 9 (et éventuellement des aubes 16 du stator 17) de la section de soufflante 2. Par ailleurs, selon le bilan de performance intégrée (bilan consommation de carburant du système propulsif 1 intégré dans l’aéronef (masse, consommation spécifique, traînée)) et les contraintes avion (en termes d’intégration et de contrainte de programme), la section de soufflante 2 peut être carénée ou non carénée (et comprendre un unique rotor de soufflante 9 ou deux rotors de soufflante 9 contrarotatifs). Enfin, le cycle thermodynamique est adapté aux différents paramètres ainsi dimensionnés (diamètre de soufflante, nombre d’aubes, taux de pression de la section de soufflante 2, etc.) du système propulsif 1 : en particulier le débit du générateur de gaz peut être réduit et le taux de réduction du mécanisme de réduction 19 peut être augmenté.By way of example, a propulsion system 1 in accordance with the invention comprising a shrouded fan rotor and whose thrust density per fan blade 14 is equal to 11 x 104 N/m² has a specific consumption 15% lower than the same propulsion system whose thrust density per fan blade is equal to 21 x 104N/m². The sizing of the propulsion system 1 so as to obtain a power density per blade 14 of between 3.3 x 104and 20.0 x 104N/m² can be achieved by first setting the thrust (FN) generated by fan section 2 and changing the diameter (D) of the fan rotor (and therefore the pressure ratio of fan section 2) . Compared to a propulsion system with a conventional reduction mechanism, the diameter D can for example be increased and the fan pressure rate 2 can be reduced. The number of fan blades 14 (n) and the rotation speed of the fan rotor 9 can also be adapted in order to meet performance, acoustics and integration requirements. Depending on the aerodynamic characteristics of the fan section 2, the propulsion system 1 can be modified so as to integrate a pitch change mechanism 15, 15a making it possible to adapt the pitch of the blades 14 of the rotor 9 (and possibly the blades 16 of the stator 17) of the fan section 2. Furthermore, according to the integrated performance report (fuel consumption report of the propulsion system 1 integrated into the aircraft (mass, specific consumption, drag)) and the aircraft constraints (in terms integration and program constraint), the fan section 2 can be ducted or not ducted (and include a single fan rotor 9 or two counter-rotating fan rotors 9). Finally, the thermodynamic cycle is adapted to the different parameters thus dimensioned (fan diameter, number of blades, pressure rate of the fan section 2, etc.) of the propulsion system 1: in particular the flow rate of the gas generator can be reduced and the reduction rate of the reduction mechanism 19 can be increased.

Pour des densités de poussée par aube 14 comprises entre 3,3 x 104et 20,0 x 104N/m², le diamètre D du rotor de soufflante peut alors être compris entre 80 pouces (203,2cm) et 185 pouces (469,9cm) inclus. Lorsque le rotor de soufflante 9 est caréné, le diamètre D est de préférence compris entre 85 pouces (215,9 cm) et 120 pouces (304,8 cm) inclus, par exemple de l’ordre de 90 pouces (228,6 cm), ce qui permet d’intégration le système propulsif 1 de manière conventionnelle, en particulier sous l’aile d’un aéronef. Lorsque le rotor de soufflante 9 est non caréné, le diamètre D est de préférence supérieur ou égal à 100 pouces (254 cm), par exemple entre 120 pouces (304,8 cm) et 156 pouces (396,2 cm).For thrust densities per blade 14 between 3.3 x 10 4 and 20.0 x 10 4 N/m², the diameter D of the fan rotor can then be between 80 inches (203.2cm) and 185 inches ( 469.9cm) included. When the fan rotor 9 is shrouded, the diameter D is preferably between 85 inches (215.9 cm) and 120 inches (304.8 cm) inclusive, for example of the order of 90 inches (228.6 cm). ), which allows integration of the propulsion system 1 in a conventional manner, in particular under the wing of an aircraft. When the fan rotor 9 is unducted, the diameter D is preferably greater than or equal to 100 inches (254 cm), for example between 120 inches (304.8 cm) and 156 inches (396.2 cm).

Le rotor de soufflante 9 comprend par ailleurs au moins 12 aubes 14 et au plus 24 aubes 14, de préférence au moins 16 aubes 14 et au plus 22 aubes 14. Le nombre d’aubes 16 dans le stator de soufflante 17 dépend des critères acoustiques définis pour le système propulsif 1 et est au moins égal au nombre d’aubes 14.The fan rotor 9 further comprises at least 12 blades 14 and at most 24 blades 14, preferably at least 16 blades 14 and at most 22 blades 14. The number of blades 16 in the fan stator 17 depends on the acoustic criteria defined for the propulsion system 1 and is at least equal to the number of blades 14.

Afin d’améliorer encore le rendement propulsif du système propulsif 1, la densité de puissance par aube 14 du rotor de soufflante 9 est supérieure ou égale à 3,65 x 106et inférieure ou égale à 22,0 x 106W/m², où la densité de puissance par aube 14 du rotor de soufflante 9 est définie par la formule suivante :In order to further improve the propulsion efficiency of the propulsion system 1, the power density per blade 14 of the fan rotor 9 is greater than or equal to 3.65 x 10 6 and less than or equal to 22.0 x 10 6 W/m² , where the power density per blade 14 of the fan rotor 9 is defined by the following formula:

où la puissance de la soufflante correspond à la puissance du rotor de soufflante 9 et est exprimée en Watts (W).where the power of the fan corresponds to the power of the fan rotor 9 and is expressed in Watts (W).

Dans le cas d’un système propulsif 1 comprenant deux rotors de soufflante 9, la densité de puissance par aube 14 du rotor de soufflante est de préférence inférieure ou égale à 5,0 x 106W/m².In the case of a propulsion system 1 comprising two fan rotors 9, the power density per blade 14 of the fan rotor is preferably less than or equal to 5.0 x 10 6 W/m².

Le rotor de soufflante 9 présente par ailleurs un rapport moyeu-tête compris entre 0,22 et 0,32. Dans le cas d’un rotor de soufflante à calage fixe, le rapport moyeu-tête peut être compris entre 0,24 et 0,32. Dans le cas d’un rotor de soufflante à calage variable, le rapport moyeu-tête est de préférence compris entre 0,24 et 0,32 afin de permettre l’intégration du mécanisme de changement de pas 15. Le rapport moyeu-tête correspond au rapport entre le rayon interne Riet le rayon externe Redu rotor de soufflante 9. Le rayon interne Ricorrespond à la distance entre l’axe de rotation X et le point d’intersection entre le bord d’attaque 22 et la surface qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante 9 (et correspond au point de raccordement du bord d’attaque 22 avec la surface aérodynamique d’une plateforme du rotor de soufflante 9). Le rayon externe Recorrespond à la distance entre l’axe de rotation X et le point d’intersection entre le bord d’attaque 22 et le sommet 21 des aubes de soufflante (et correspond à la moitié du diamètre D de soufflante). Plus le rapport moyeu-tête est faible, plus le rotor de soufflante 9 est performant. Toutefois, la diminution du rapport moyeu-tête du rotor de soufflante 9 implique une augmentation de la charge mécanique du moyeu 13 du rotor de soufflante 9. Le dimensionnement du rotor de soufflante 9 de sorte que son rapport moyeu-tête est compris entre 0,22 et 0,32 permet en particulier d’obtenir une densité de poussée et une densité de puissance par aube 14 dans les intervalles définis plus haut.The fan rotor 9 also has a hub-head ratio of between 0.22 and 0.32. In the case of a fixed-pitch fan rotor, the hub-to-head ratio can be between 0.24 and 0.32. In the case of a fan rotor with variable pitch, the hub-head ratio is preferably between 0.24 and 0.32 in order to allow the integration of the pitch change mechanism 15. The hub-head ratio corresponds to the ratio between the internal radius R i and the external radius R e of the fan rotor 9. The internal radius R i corresponds to the distance between the axis of rotation X and the point of intersection between the leading edge 22 and the surface which radially delimits the flow path at the inlet of the fan rotor 9 (and corresponds to the point of connection of the leading edge 22 with the aerodynamic surface of a platform of the fan rotor 9). The external radius R e corresponds to the distance between the axis of rotation The lower the hub-head ratio, the more efficient the fan rotor 9 is. However, the reduction in the hub-head ratio of the fan rotor 9 implies an increase in the mechanical load of the hub 13 of the fan rotor 9. The dimensioning of the fan rotor 9 so that its hub-head ratio is between 0, 22 and 0.32 makes it possible in particular to obtain a thrust density and a power density per blade 14 in the intervals defined above.

Un système propulsif 1 à double corps présentant une densité de poussée et une densité de puissance par aube 14 du rotor de soufflante 9 et une densité de puissance du compresseur basse pression 4 dans les intervalles définis ci-dessus peut notamment comprendre une turbine haute pression 8 biétage, un compresseur haute pression 5 comprenant au moins huit étages et au plus onze étages, une turbine basse pression 7 comprenant au moins trois étages et au plus cinq étages et un compresseur basse pression 4 comprenant au moins deux étages et au plus quatre étages.A double-body propulsion system 1 having a thrust density and a power density per blade 14 of the fan rotor 9 and a power density of the low-pressure compressor 4 in the intervals defined above may in particular comprise a high-pressure turbine 8 two-stage, a high-pressure compressor 5 comprising at least eight stages and at most eleven stages, a low-pressure turbine 7 comprising at least three stages and at most five stages and a low-pressure compressor 4 comprising at least two stages and at most four stages.

Claims (18)

Système propulsif (1) aéronautique comprenant :
- un arbre d’entrainement (11) mobile en rotation autour d’un axe de rotation (X) ;
- un arbre de soufflante (20) ;
- une section de soufflante (2) comprenant un rotor de soufflante (9) entrainé en rotation par l’arbre de soufflante (20), le rotor de soufflante (9) comprenant une pluralité d’aubes (14) ;
- un mécanisme de réduction (19) couplant l’arbre d’entrainement (11) et l’arbre de soufflante (20) afin d’entrainer l’arbre de soufflante (20) à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement (11) ; et
- une turbine d’entrainement (8) et un compresseur (4) raccordés directement par l’arbre d’entrainement (11), le compresseur (4) présentant une densité de puissance supérieure ou égale à 0.64 et inférieure ou égale à 0.97, où la densité de puissance du compresseur (4) est définie par la formule suivante :

et où : D est le diamètre du rotor de soufflante (9), mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation (X) au niveau d’une intersection entre un sommet (21) et un bord d’attaque (22) des aubes (14) du rotor de soufflante (9), et est exprimé en mètres (m) ;
BPR est le taux de dilution du système propulsif (1) et est mesuré lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en livres de poussée ;
netest le nombre d’étages du compresseur (4) ;
Um est la vitesse périphérique moyenne du rotor du compresseur (4) mesurée lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en livres de poussée et est exprimée en mètres par seconde (m/s) ; et
Rext_moy est le rayon externe moyen du compresseur (4), qui est égal à une moyenne arithmétique des rayons externes (R1) des rotors (4a) du compresseur basse pression (4), le rayon externe (R1) correspondant à une distance entre un sommet du rotor (4a) et l’axe de rotation (X), à mi-distance au sommet entre un bord d’attaque et un bord de fuite du rotor (50 %), et est exprimé en mètres (m).
Aeronautical propulsion system (1) comprising:
- a drive shaft (11) movable in rotation around an axis of rotation (X);
- a fan shaft (20);
- a fan section (2) comprising a fan rotor (9) rotated by the fan shaft (20), the fan rotor (9) comprising a plurality of blades (14);
- a reduction mechanism (19) coupling the drive shaft (11) and the fan shaft (20) in order to drive the fan shaft (20) at a rotation speed lower than the rotation speed of the drive shaft (11); And
- a drive turbine (8) and a compressor (4) connected directly by the drive shaft (11), the compressor (4) having a power density greater than or equal to 0.64 and less than or equal to 0.97, where the power density of the compressor (4) is defined by the following formula:

and where: D is the diameter of the fan rotor (9), measured in a plane normal to the axis of rotation (X) at an intersection between a vertex (21) and a leading edge (22) blades (14) of the fan rotor (9), and is expressed in meters (m);
BPR is the dilution rate of the propulsion system (1) and is measured when the propulsion system (1) is stationary in takeoff regime in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in pounds of thrust;
n and is the number of stages of the compressor (4);
Um is the average peripheral speed of the rotor of the compressor (4) measured when the propulsion system (1) is stationary in takeoff regime in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in pounds of thrust and is expressed in meters per second (m/s); And
Rext_moy is the average external radius of the compressor (4), which is equal to an arithmetic average of the external radii (R1) of the rotors (4a) of the low pressure compressor (4), the external radius (R1) corresponding to a distance between a top of the rotor (4a) and the axis of rotation (X), halfway at the top between a leading edge and a trailing edge of the rotor (50%), and is expressed in meters (m).
 Système propulsif (1) selon la revendication 1, dans lequel une densité de poussée par aube (14) du rotor de soufflante (9) du système propulsif (1) est supérieure ou égale à 3,3 x 104et inférieure ou égale à 20,0 x 104N/m² où la densité de poussée par aube (14) est définie par la formule suivante :

et où : FN est la poussée générée par le rotor de soufflante (9) et est mesurée lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Newton (N) ; et
n est le nombre de aubes (14) dans le rotor de soufflante (9).Propulsion system (1) according to claim 1, wherein a thrust density per blade (14) of the fan rotor (9) of the propulsion system (1) is greater than or equal to 3.3 x 10 4 and less than or equal to 20.0 x 10 4 N/m² where the thrust density per blade (14) is defined by the following formula:

and where: FN is the thrust generated by the fan rotor (9) and is measured when the propulsion system (1) is stationary in take-off mode in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in Newton (N) ; And
n is the number of blades (14) in the fan rotor (9). Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 et 2, dans lequel une densité de puissance par aube (14) du rotor de soufflante (9) est supérieure ou égale à 3,65 x 106et inférieure ou égale à 22,0 x 106W/m², où la densité de puissance par aube (14) du rotor de soufflante (9) est définie par la formule suivante :

et où : la puissance de la soufflante correspond à la puissance du rotor de soufflante (9) et est mesurée lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Watts (W) ; et
n est le nombre de aubes (14) dans le rotor de soufflante (9).Propulsion system (1) according to one of claims 1 and 2, in which a power density per blade (14) of the fan rotor (9) is greater than or equal to 3.65 x 10 6 and less than or equal to 22 .0 x 10 6 W/m², where the power density per blade (14) of the fan rotor (9) is defined by the following formula:

and where: the power of the fan corresponds to the power of the fan rotor (9) and is measured when the propulsion system (1) is stationary in take-off mode in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in Watts (W); And
n is the number of blades (14) in the fan rotor (9). Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel la section de soufflante (2) présente en outre un taux de compression de soufflante, correspondant à un rapport de pression entre une sortie du rotor de soufflante (9) et une entrée du rotor de soufflante (9) inférieur ou égal à 1,45, de préférence inférieur ou égal à 1,30.Propulsion system (1) according to one of claims 1 to 3, wherein the fan section (2) furthermore has a fan compression ratio, corresponding to a pressure ratio between an outlet of the fan rotor (9) and an inlet of the fan rotor (9) less than or equal to 1.45, preferably less than or equal to 1.30. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel le diamètre du rotor de soufflante (9) est compris entre 80 pouces (203,2cm) et 185 pouces (469,9cm) inclus, de préférence entre 85 pouces (215,9 cm) et 120 pouces (304,8 cm) inclus, par exemple de l’ordre de 90 pouces (228,6 cm).Propulsion system (1) according to one of claims 1 to 4, in which the diameter of the fan rotor (9) is between 80 inches (203.2cm) and 185 inches (469.9cm) inclusive, preferably between 85 inches (215.9 cm) and 120 inches (304.8 cm) inclusive, for example of the order of 90 inches (228.6 cm). Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel la section de soufflante (2) est carénée et un taux de dilution du système propulsif (1) est supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, de préférence entre 10 et 18 inclus.Propulsion system (1) according to one of claims 1 to 5, in which the fan section (2) is streamlined and a dilution ratio of the propulsion system (1) is greater than or equal to 10, for example between 10 and 35 inclusive, preferably between 10 and 18 inclusive. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 6, dans lequel la section de soufflante (2) est carénée et une vitesse périphérique au sommet (21) des aubes (14) du rotor de soufflante (9), lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, est comprise entre 260 m/s et 400 m/s.Propulsion system (1) according to one of claims 1 to 6, in which the fan section (2) is streamlined and a peripheral speed at the top (21) of the blades (14) of the fan rotor (9), when the propulsion system (1) is stationary in take-off mode in a standard atmosphere and at sea level, is between 260 m/s and 400 m/s. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 7, dans lequel la section de soufflante (2) est non carénée et un taux de dilution du système propulsif (1) est supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus.Propulsion system (1) according to one of claims 1 to 7, in which the fan section (2) is non-ducted and a dilution ratio of the propulsion system (1) is greater than or equal to 40, for example between 40 and 80 inclusive. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 5 ou 8, dans lequel la section de soufflante (2) est non carénée et une vitesse périphérique au sommet (21) des aubes (14) du rotor de soufflante (9), lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, est comprise entre 210 m/s et 260 m/s.Propulsion system (1) according to one of claims 1 to 5 or 8, in which the fan section (2) is non-ducted and a peripheral speed at the top (21) of the blades (14) of the fan rotor (9) , when the propulsion system (1) is stationary in take-off mode in a standard atmosphere and at sea level, is between 210 m/s and 260 m/s. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 9, dans lequel un rapport moyeu-tête du rotor de soufflante (9) est compris entre 0,22 et 0,32.Propulsion system (1) according to one of claims 1 to 9, in which a hub-head ratio of the fan rotor (9) is between 0.22 and 0.32. Système propulsif (1) selon la revendication 10, dans lequel la turbine d’entrainement (8) comprend au moins 3 et au plus 5 étages.Propulsion system (1) according to claim 10, in which the drive turbine (8) comprises at least 3 and at most 5 stages. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 10 et 11, dans lequel le compresseur (4) comprend au moins 2 et au plus 4 étages.Propulsion system (1) according to one of claims 10 and 11, in which the compressor (4) comprises at least 2 and at most 4 stages. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 12, comprenant en outre une turbine haute pression (7) et un compresseur haute pression (5) raccordés par l’intermédiaire d’un arbre haute pression (10), l’arbre haute pression (10) tournant plus rapidement que l’arbre d’entrainement (11), la turbine haute pression (7) étant biétage.Propulsion system (1) according to one of claims 1 to 12, further comprising a high pressure turbine (7) and a high pressure compressor (5) connected via a high pressure shaft (10), the high pressure shaft (10) rotating faster than the drive shaft (11), the high pressure turbine (7) being two-stage. Système propulsif (1) selon la revendication 13, dans lequel le compresseur haute pression (5) comprend au moins 8 et au plus 11 étages.Propulsion system (1) according to claim 13, in which the high pressure compressor (5) comprises at least 8 and at most 11 stages. Aéronef (100) comprenant au moins un système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 14 fixé à l’aéronef par l’intermédiaire d’un mât.Aircraft (100) comprising at least one propulsion system (1) according to one of claims 1 to 14 fixed to the aircraft via a mast. Procédé de dimensionnement d’un système propulsif (1) comprenant un mécanisme de réduction (19) couplant un arbre d’entrainement (11) et un rotor de soufflante (9) pour entrainer le rotor de soufflante (9) à une vitesse inférieure à une vitesse de l’arbre d’entrainement (11), et un compresseur (4) entrainé directement par l’arbre d’entrainement (11), le compresseur (4) étant dimensionné de sorte qu’une densité de puissance du compresseur (4) est supérieure ou égale à 0.64 et inférieure ou égale à 0.97, où la densité de puissance du compresseur (4) est définie par la formule suivante :

et où : D est le diamètre du rotor de soufflante (9), mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation (X) au niveau d’une intersection entre un sommet (21) et un bord d’attaque (22) des aubes (14) du rotor de soufflante (9), et est exprimé en mètres (m) ;
BPR est le taux de dilution du système propulsif (1) et est mesuré lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en livres de poussée ;
netest le nombre d’étages du compresseur (4) ;
Um est la vitesse périphérique moyenne du rotor du compresseur (4) mesurée lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en livres de poussée et est exprimée en mètres par seconde (m/s) ; et
Rext_moy est le rayon externe moyen du compresseur (4), qui est égal à une moyenne arithmétique des rayons externes (R1) des rotors (4a) du compresseur basse pression (4), le rayon externe (R1) correspondant à une distance entre un sommet du rotor (4a) et l’axe de rotation (X), à mi-distance au sommet entre un bord d’attaque et un bord de fuite du rotor (50 %), et est exprimé en mètres (m).Method for sizing a propulsion system (1) comprising a reduction mechanism (19) coupling a drive shaft (11) and a fan rotor (9) to drive the fan rotor (9) at a speed less than a speed of the drive shaft (11), and a compressor (4) driven directly by the drive shaft (11), the compressor (4) being dimensioned so that a power density of the compressor ( 4) is greater than or equal to 0.64 and less than or equal to 0.97, where the power density of the compressor (4) is defined by the following formula:

and where: D is the diameter of the fan rotor (9), measured in a plane normal to the axis of rotation (X) at an intersection between a vertex (21) and a leading edge (22) blades (14) of the fan rotor (9), and is expressed in meters (m);
BPR is the dilution rate of the propulsion system (1) and is measured when the propulsion system (1) is stationary in takeoff regime in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in pounds of thrust;
n and is the number of stages of the compressor (4);
Um is the average peripheral speed of the rotor of the compressor (4) measured when the propulsion system (1) is stationary in takeoff regime in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in pounds of thrust and is expressed in meters per second (m/s); And
Rext_moy is the average external radius of the compressor (4), which is equal to an arithmetic average of the external radii (R1) of the rotors (4a) of the low pressure compressor (4), the external radius (R1) corresponding to a distance between a top of the rotor (4a) and the axis of rotation (X), halfway at the top between a leading edge and a trailing edge of the rotor (50%), and is expressed in meters (m). Procédé de dimensionnement selon la revendication 16, dans lequel le rotor de soufflante (9) est dimensionné de sorte qu’une densité de poussée par aube (14) du rotor de soufflante (9) du système propulsif (1) est supérieure ou égale à 3,3 x 104et inférieure ou égale à 20,0 x 104N/m² où la densité de poussée par aube (14) du rotor de soufflante (9) est définie par la formule suivante :

et où : FN est la poussée du rotor de soufflante (9) et est mesurée lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Newton (N) ; et
n est le nombre de aubes (14) dans le rotor de soufflante (9).
Sizing method according to claim 16, wherein the fan rotor (9) is sized such that a thrust density per blade (14) of the fan rotor (9) of the propulsion system (1) is greater than or equal to 3.3 x 10 4 and less than or equal to 20.0 x 10 4 N/m² where the thrust density per blade (14) of the fan rotor (9) is defined by the following formula:

and where: FN is the thrust of the fan rotor (9) and is measured when the propulsion system (1) is stationary in takeoff mode in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in Newton (N); And
n is the number of blades (14) in the fan rotor (9).
 Procédé de dimensionnement selon l’une des revendications 16 et 17, dans lequel le rotor de soufflante (9) est en outre dimensionné de sorte qu’une densité de puissance par aube (14) du rotor de soufflante (9) est supérieure ou égale à 3,65 x 106et inférieure ou égale à 22,0 x 106W/m², où la densité de puissance par aube (14) du rotor de soufflante (9) est définie par la formule suivante :

et où :la puissance de la soufflante correspond à la puissance du rotor de soufflante (9) et est mesurée lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Watts (W) ; et
n est le nombre de aubes (14) dans le rotor de soufflante (9).Sizing method according to one of claims 16 and 17, wherein the fan rotor (9) is further dimensioned such that a power density per blade (14) of the fan rotor (9) is greater than or equal to at 3.65 x 10 6 and less than or equal to 22.0 x 10 6 W/m², where the power density per blade (14) of the fan rotor (9) is defined by the following formula:

and where: the power of the fan corresponds to the power of the fan rotor (9) and is measured when the propulsion system (1) is stationary in take-off mode in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in Watts (W); And
n is the number of blades (14) in the fan rotor (9).
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