FR3146326A1 - Mass-optimized aeronautical propulsion system featuring a fan with improved mechanical strength - Google Patents
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Abstract
Le présent exposé concerne un système propulsif (1) aéronautique dans lequel un rapport moyeu-tête du rotor de soufflante respecte la relation suivante : où : R est le rapport moyeu-tête du rotor de soufflante (9) ; D9 est le diamètre du rotor de soufflante (9) ; ω est une vitesse de rotation du rotor de soufflante (9) ; n est le nombre d’aubes (14) dans le rotor de soufflante (9) ; et s/c est un pas relatif au niveau du sommet (21) des aubes de soufflante (14). Figure pour l’abrégé : Fig. 1The present disclosure relates to an aeronautical propulsion system (1) in which a hub-to-head ratio of the fan rotor complies with the following relationship: where: R is the hub-to-head ratio of the fan rotor (9); D9 is the diameter of the fan rotor (9); ω is a rotational speed of the fan rotor (9); n is the number of blades (14) in the fan rotor (9); and s/c is a relative pitch at the tip (21) of the fan blades (14). Figure for abstract: Fig. 1
Description
La présente demande concerne de manière générale le domaine des systèmes propulsifs, et plus particulièrement des systèmes propulsifs aéronautiques présentant un taux de dilution est élevé, voire très élevé.This application generally concerns the field of propulsion systems, and more particularly aeronautical propulsion systems having a high, or even very high, dilution rate.
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 entraîné 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 turbine section which may include in particular a high-pressure turbine and a low-pressure turbine. The high-pressure compressor is driven in rotation by the high-pressure turbine via a high-pressure shaft. The fan and, where appropriate, the low-pressure compressor are driven in rotation 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 significantly improve the environmental performance of aircraft. The Applicant takes into consideration the impact factors in all phases of design and development to obtain less energy-intensive, more environmentally friendly aeronautical components and products 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 propulsive efficiency of the propulsion system and to reduce its specific consumption as well as the noise emitted by the fan section, propulsion systems have been proposed having a high BPR (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). To achieve such dilution ratios, the fan section can be decoupled from the low-pressure turbine, thus making it possible to independently optimize their respective rotation speeds. Generally, the 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 rotation speed lower than that of the low-pressure shaft.
Ce découplage permet de réduire la vitesse de rotation du rotor de soufflante. Par ailleurs, afin de réduire le rapport de pression du rotor de soufflante et d’améliorer le taux de dilution du système propulsif, il a été proposé d’augmenter le diamètre du rotor de soufflante (et donc de réduire la vitesse périphérique des aubes de soufflante). La conséquence est une diminution des efforts centrifuges dans le rotor de soufflante. Toutefois, l’augmentation du diamètre de la soufflante a un impact négatif sur la masse et la trainée de la section de soufflante, et par extension du système propulsif, et augmente les contraintes appliquées par les aubes de soufflante sur le disque de soufflante. Or, la rupture de l’attache d’une aube de soufflante sur le disque de soufflante entraine en cascade la rupture des aubes adjacentes, et ce jusqu’à la rupture du disque de soufflante.This decoupling allows to reduce the rotation speed of the fan rotor. Furthermore, in order to reduce the pressure ratio of the fan rotor and improve the bypass ratio of the propulsion system, it has been proposed to increase the diameter of the fan rotor (and therefore to reduce the peripheral speed of the fan blades). The consequence is a reduction of the centrifugal forces in the fan rotor. However, the increase in the fan diameter has a negative impact on the mass and drag of the fan section, and by extension of the propulsion system, and increases the stresses applied by the fan blades on the fan disk. However, the rupture of the attachment of a fan blade on the fan disk causes a cascade of ruptures of the adjacent blades, until the rupture of the fan disk.
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 tenue mécanique du rotor de soufflante.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 mechanical strength of the fan rotor.
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 un disque et une pluralité d’aubes rapportées et fixées dans des alvéoles du disque ;
- 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 ;
dans lequel un rapport moyeu-tête du rotor de soufflante respecte la relation suivante :
avec :
où : R est le rapport moyeu-tête du rotor de soufflante (9) ;
D9est 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 millimètres (mm) ;
ω est une vitesse de rotation 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 exprimée en tours par minute (tr/min) ;
n est le nombre d’aubes dans le rotor de soufflante ;
s/c est un pas relatif au niveau du sommet des aubes de soufflante et est égal au rapport entre un pas inter-aubes et une corde axiale d’une aube de soufflante ;
Drefest un diamètre de référence égal à 1000 millimètres (mm) ;
ωrefest une vitesse de rotation de référence égale à 4000 tours par minute (tr/min) ;
nrefest un nombre d’aubes de référence dans un rotor de soufflante égal à 10 ;
s/crefest un pas relatif de référence au niveau du sommet des aubes de soufflante égal à 1 ;
J = 0,35 ;
KD9= - 3,40 * 10-1; LD9= 2,25 ; MD9= - 4,23 ; ND9= 3,34 ;
Kω = 0,85 ; Lω = 1,19 ;
Kn= 0,066 ; Ln= - 6,40 * 10-2; Mn= 0,9 ; et
Ks/c= 1,56 ; Ls/c= - 0,60.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 blower shaft;
- a fan section comprising a fan rotor driven in rotation by the fan shaft, the fan rotor comprising a disk and a plurality of blades attached and fixed in cells of the disk;
- a reduction mechanism coupling the drive shaft and the fan shaft to drive the fan shaft at a rotational speed lower than the rotational speed of the drive shaft;
in which a fan rotor hub-to-head ratio satisfies the following relationship:
with :
where: R is the fan rotor hub-to-head ratio (9);
D 9 is the diameter of the fan rotor, measured in a plane normal to the axis of rotation at an intersection between a tip and a leading edge of the fan rotor blades, and is expressed in millimeters (mm);
ω is a fan rotor rotation speed, when the propulsion system is stationary in take-off mode in a standard atmosphere and at sea level, is expressed in revolutions per minute (rpm);
n is the number of blades in the fan rotor;
s/c is a relative pitch at the fan blade tip level and is equal to the ratio of an inter-blade pitch to an axial chord of a fan blade;
D ref is a reference diameter equal to 1000 millimeters (mm);
ω ref is a reference rotation speed equal to 4000 revolutions per minute (rpm);
n ref is a number of reference blades in a fan rotor equal to 10;
s/c ref is a relative reference pitch at the fan blade tip level equal to 1;
J = 0.35;
K D9 = - 3.40 * 10 -1 ; L D9 = 2.25; M D9 = - 4.23; N D9 = 3.34;
Kω = 0.85; Lω = 1.19;
K n = 0.066; L n = - 6.40 * 10 -2 ; M n = 0.9; and
K s/c = 1.56; L s/c = - 0.60.
Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du système propulsif selon le premier aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison :
- le rapport moyeu-tête du rotor de soufflante (9) respecte en outre la relation suivante :
avec :
où : P = 0,31 ; QD9= - 3,40 * 10-1; RD9= 2,31 ; SD9= - 4,55 ; TD9= 3,69 ; Qω = 0,86 ; Rω = 1,14 ; Qn= 0,076 ; Rn= - 5,50 * 10-2; Sn= 0,85 ; et Qs/c= 1,54 ; Rs/c= - 0,6 ;
- le rapport moyeu-tête du rotor de soufflante (9) respecte en outre la relation suivante :
avec :
où : A = 0,308 ; AD9= - 2,77 * 10-1; BD9= 1,83 ; CD9= - 3,42 ; DD9= 2,87 ; Aω = 0,85 ; Bω = 1,19 ; An= 0,06 ; Bn= 1,80 * 10-2; Cn= 0,77 ; et As/c= 1,54 ; Bs/c= - 0,59
- le rapport moyeu-tête du rotor de soufflante est défini par la relation suivante :
avec :
où : E = 0,303 ; FD9= - 2,92 * 10-1; GD9= 1,98 ; HD9= - 3,85 ; ID9= 3,24 ; Fω = 0,85 ; Gω = 1,18 ; Fn= 0,071 ; Gn= 2,0 * 10-2; Hn= 0,73 ; et Fs/c= 1,54 ; Gs/c= - 0,6 ;
- le rapport moyeu-tête du rotor de soufflante est compris entre 0,25 et 0,38, par exemple entre 0,25 e 0,35 ;
- le diamètre du rotor de soufflante est compris entre 80 pouces (2 032 mm) et 185 pouces (4 699 mm) inclus, par exemple entre 85 pouces (2 159 mm) et 120 pouces (3 048 mm) inclus, par exemple de l’ordre de 90 pouces (2 286 mm) ;
- un rapport de réduction du mécanisme de réduction est supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11, par exemple supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 3,5 ;
- un taux de dilution du système propulsif est supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, par exemple entre 10 et 18 inclus ;
- 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 ;
- les aubes de soufflante sont fixes en rotation par rapport au disque ;
- le système propulsif comprend en outre une turbine d’entrainement et un compresseur raccordés directement par l’arbre d’entrainement ;
- la turbine d’entrainement comprend au moins trois et au plus cinq étages ;
- le compresseur comprend au moins deux et au plus quatre 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 huit et au plus onze étages.Some preferred but non-limiting features of the propulsion system according to the first aspect are as follows, taken individually or in combination:
- the hub-to-head ratio of the fan rotor (9) further respects the following relationship:
with :
where: P = 0.31; Q D9 = - 3.40 * 10 -1 ; R D9 = 2.31; S D9 = - 4.55; T D9 = 3.69; Qω = 0.86; Rω = 1.14; Q n = 0.076; R n = - 5.50 * 10 -2 ; S n = 0.85; and Q s/c = 1.54; R s/c = - 0.6;
- the hub-to-head ratio of the fan rotor (9) further respects the following relationship:
with :
where: A = 0.308; A D9 = - 2.77 * 10 -1 ; B D9 = 1.83; C D9 = - 3.42; D D9 = 2.87; Aω = 0.85; Bω = 1.19; A n = 0.06; B n = 1.80 * 10 -2 ; C n = 0.77; and A s/c = 1.54; B s/c = - 0.59
- the fan rotor hub-to-head ratio is defined by the following relationship:
with :
where: E = 0.303; F D9 = - 2.92 * 10 -1 ; G D9 = 1.98; H D9 = - 3.85; I D9 = 3.24; Fω = 0.85; Gω = 1.18; F n = 0.071; G n = 2.0 * 10 -2 ; H n = 0.73; and F s/c = 1.54; G s/c = - 0.6;
- the fan rotor hub-to-head ratio is between 0.25 and 0.38, for example between 0.25 and 0.35;
- the fan rotor diameter is between 80 inches (2,032 mm) and 185 inches (4,699 mm) inclusive, for example between 85 inches (2,159 mm) and 120 inches (3,048 mm) inclusive, for example of the order of 90 inches (2,286 mm);
- a reduction ratio of the reduction mechanism is greater than or equal to 2.5 and less than or equal to 11, for example greater than or equal to 2.7 and less than or equal to 3.5;
- a dilution ratio of the propulsion system is greater than or equal to 10, for example between 10 and 35 inclusive, for example between 10 and 18 inclusive;
- a peripheral speed at the tip of the fan rotor blades, 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 blades are fixed in rotation relative to the disk;
- the propulsion system further comprises a drive turbine and a compressor directly connected by the drive shaft;
- the drive turbine comprises at least three and at most five stages;
- the compressor comprises at least two and at most four 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 faster than the drive shaft, the high-pressure turbine being two-stage; and/or
- the high pressure compressor comprises at least eight and at most eleven stages.
Selon un deuxième aspect, il est proposé 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, there is provided an aircraft comprising at least one propulsion system according to the first aspect fixed to the aircraft by means of a mast.
Selon un troisième aspect, il est proposé 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, dans lequel rotor de soufflante est dimensionné de sorte qu’un rapport moyeu-tête du rotor de soufflante respecte la relation suivante :
avec :
où : R est le rapport moyeu-tête du rotor de soufflante ;
D9est 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 millimètres (mm) ;
ω est une vitesse de rotation 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 exprimée en tours par minute (tr/min) ;
n est le nombre d’aubes dans le rotor de soufflante ;
s/c est un pas relatif au niveau du sommet des aubes de soufflante et est égal au rapport entre un pas inter-aubes et une corde axiale d’une aube de soufflante ;
Drefest un diamètre de référence égal à 1000 millimètres (mm) ;
ωrefest une vitesse de rotation de référence égale à 4000 tours par minute (tr/min) ;
nrefest un nombre d’aubes de référence dans un rotor de soufflante égal à 10 ;
s/crefest un pas relatif de référence au niveau du sommet des aubes de soufflante égal à 1 ;
J = 0,35 ;
KD9= - 3,40 * 10-1; LD9= 2,25 ; MD9= - 4,23 ; ND9= 3,34 ;
Kω = 0,85 ; Lω = 1,19 ;
Kn= 0,066 ; Ln= - 6,40 * 10-2; Mn= 0,9 ; et
Ks/c= 1,56 ; Ls/c= - 0,60.According to a third aspect, there is provided a method of dimensioning 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, wherein the fan rotor is dimensioned such that a hub-to-head ratio of the fan rotor complies with the following relationship:
with :
where: R is the fan rotor hub-to-head ratio;
D 9 is the diameter of the fan rotor, measured in a plane normal to the axis of rotation at an intersection between a tip and a leading edge of the fan rotor blades, and is expressed in millimeters (mm);
ω is a fan rotor rotation speed, when the propulsion system is stationary in take-off mode in a standard atmosphere and at sea level, is expressed in revolutions per minute (rpm);
n is the number of blades in the fan rotor;
s/c is a relative pitch at the fan blade tip level and is equal to the ratio of an inter-blade pitch to an axial chord of a fan blade;
D ref is a reference diameter equal to 1000 millimeters (mm);
ω ref is a reference rotation speed equal to 4000 revolutions per minute (rpm);
n ref is a number of reference blades in a fan rotor equal to 10;
s/c ref is a relative reference pitch at the fan blade tip level equal to 1;
J = 0.35;
K D9 = - 3.40 * 10 -1 ; L D9 = 2.25; M D9 = - 4.23; N D9 = 3.34;
Kω = 0.85; Lω = 1.19;
K n = 0.066; L n = - 6.40 * 10 -2 ; M n = 0.9; and
K s/c = 1.56; L s/c = - 0.60.
Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du procédé de dimensionnement ou de fabrication selon le troisième aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison :
- le rotor de soufflante est en outre dimensionné de sorte que le rapport moyeu-tête du rotor de soufflante respecte la relation suivante :
avec :
où : P = 0,31 ; QD9= - 3,40 * 10-1; RD9= 2,31 ; SD9= - 4,55 ; TD9= 3,69 ; Qω = 0,86 ; Rω = 1,14 ; Qn= 0,076 ; Rn= - 5,50 * 10-2; Sn= 0,85 ; et Qs/c= 1,54 ; Rs/c= - 0,6.
- le rotor de soufflante est en outre dimensionné de sorte que le rapport moyeu-tête du rotor de soufflante respecte la relation suivante :
avec :
où : A = 0,308 ; AD9= - 2,77 * 10-1; BD9= 1,83 ; CD9= - 3,42 ; DD9= 2,87 ; Aω = 0,85 ; Bω = 1,19 ; An= 0,06 ; Bn= 1,80 * 10-2; Cn= 0,77 ; et As/c= 1,54 ; Bs/c= - 0,59
- le rotor de soufflante est en outre dimensionné de sorte que le rapport moyeu-tête du rotor de soufflante respecte la relation suivante :
avec :
où : E = 0,303 ; FD9= - 2,92 * 10-1; GD9= 1,98 ; HD9= - 3,85 ; ID9= 3,24 ; Fω = 0,85 ; Gω = 1,18 ; Fn= 0,071 ; Gn= 2,0 * 10-2; Hn= 0,73 ; et Fs/c= 1,54 ; Gs/c= - 0,6 ;
Some preferred but non-limiting features of the sizing or manufacturing method according to the third aspect are as follows, taken individually or in combination:
- the fan rotor is further dimensioned so that the hub-to-head ratio of the fan rotor complies with the following relationship:
with :
where: P = 0.31; Q D9 = - 3.40 * 10 -1 ; R D9 = 2.31; S D9 = - 4.55; T D9 = 3.69; Qω = 0.86; Rω = 1.14; Q n = 0.076; R n = - 5.50 * 10 -2 ; S n = 0.85; and Q s/c = 1.54; R s/c = - 0.6.
- the fan rotor is further dimensioned so that the hub-to-head ratio of the fan rotor complies with the following relationship:
with :
where: A = 0.308; A D9 = - 2.77 * 10 -1 ; B D9 = 1.83; C D9 = - 3.42; D D9 = 2.87; Aω = 0.85; Bω = 1.19; A n = 0.06; B n = 1.80 * 10 -2 ; C n = 0.77; and A s/c = 1.54; B s/c = - 0.59
- the fan rotor is further dimensioned so that the hub-to-head ratio of the fan rotor complies with the following relationship:
with :
where: E = 0.303; F D9 = - 2.92 * 10 -1 ; G D9 = 1.98; H D9 = - 3.85; I D9 = 3.24; Fω = 0.85; Gω = 1.18; F n = 0.071; G n = 2.0 * 10 -2 ; H n = 0.73; and F s/c = 1.54; G s/c = - 0.6;
D’autres caractéristiques, buts et avantages 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 features, aims and advantages will emerge from the following description, which is purely illustrative and not limiting, and which must be read in conjunction with the attached drawings in which:
La
La
La
La
La
La
Sur l’ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques.In all figures, similar elements bear identical references.
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 X and comprises, from upstream to downstream in the direction of the flow of gases in the propulsion system 1 when it is in operation, a fan section 2 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 by means of 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) 7b, 8b derrière laquelle tourne une roue d'aubes mobiles (rotor) 7a, 8a.The compressor section 4, 5 comprises a succession of stages each comprising a wheel of moving blades (rotor) 4a, 5a rotating in front of a wheel of fixed blades (stator) 4b, 5b. The turbine section 7, 8 also comprises a succession of stages each comprising a wheel of fixed blades (stator) 7b, 8b behind which a wheel of moving blades (rotor) 7a, 8a rotates.
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 in reference to a radial direction such that the internal part or face of an element is closer to the axis X than the external part or 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 allows the periphery of the primary body 3 to be cooled and is used to generate the majority 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 as an 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 rotation of the rotor of the turbine section 7, 8, which in turn drives rotation of 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 7 et une turbine basse pression 8. Le rotor du compresseur haute pression 5 est entrainé en rotation par le rotor de la turbine haute pression 7 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 8 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 7 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 8 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 7 et la turbine basse pression 8 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 7 and a low-pressure turbine 8. The rotor of the high-pressure compressor 5 is rotated by the rotor of the high-pressure turbine 7 via a high-pressure shaft 10. The rotor of the low-pressure compressor 4 and the rotor portion 9 of the fan section 2 are rotated by the rotor of the low-pressure turbine 8 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 7 and the high-pressure shaft 10, and a low-pressure body comprising the fan section 2, the low-pressure compressor 4, the low-pressure turbine 8 and the low-pressure shaft 11. The rotational speed of the high-pressure body is greater than the rotational speed of the low pressure body. In a triple-body propulsion system 1, the turbine section 7, 8 further comprises an intermediate turbine, positioned between the high pressure turbine 7 and the low pressure turbine 8 and configured to drive the rotor of the low pressure compressor 4 via an intermediate shaft. The fan rotor 9 and the rotor of the high pressure compressor 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 may be co-rotating, i.e. driven in the same direction about the longitudinal axis X. Alternatively, the low-pressure shaft 11 and the high-pressure shaft are counter-rotating, i.e. driven in opposite directions about the longitudinal axis X. Where appropriate, the intermediate shaft is housed between the high-pressure shaft 10 and the low-pressure shaft 11. The intermediate shaft and the low-pressure shaft 11 may be co-rotating or counter-rotating.
La section de soufflante 2 comprend au moins le rotor de soufflante 9 propre à être entrainé en rotation par rapport à un carter de soufflante 12 par la section de turbine 7, 8. Chaque rotor de soufflante 9 comprend un disque 13 et des aubes 14 s’étendant radialement à partir du disque 13. Les aubes 14 de chaque rotor 9 sont rapportées et fixées dans des alvéoles 29 formées dans le disque 13 et sont fixes par rapport au disque 13 (calage fixe). Chaque aube 14 présente un pied d’aube 30 configuré pour être rapporté et fixé dans une alvéole 29 associée du disque 13, une pale 31 aérodynamique propre à s’étendre dans le flux d’air F et une échasse qui relie le pied d’aube 30 et la pale 31. L’échasse peut notamment s’étendre entre la sortie de l’alvéole 29 et une plateforme 32 aérodynamique de l’aube de soufflante 14.The fan section 2 comprises at least the fan rotor 9 capable of being driven in rotation relative to a fan casing 12 by the turbine section 7, 8. Each fan rotor 9 comprises a disk 13 and blades 14 extending radially from the disk 13. The blades 14 of each rotor 9 are attached and fixed in cells 29 formed in the disk 13 and are fixed relative to the disk 13 (fixed timing). Each blade 14 has a blade root 30 configured to be attached and fixed in an associated cell 29 of the disk 13, an aerodynamic blade 31 capable of extending into the air flow F and a stilt which connects the blade root 30 and the blade 31. The stilt can in particular extend between the outlet of the cell 29 and an aerodynamic platform 32 of the fan blade 14.
Chaque alvéole 29 s’étend entre deux dents 33 du disque 13 et forme une cavité destinée à recevoir le pied d’aube 30 qui est ouverte sur une face externe du disque. Une alvéole 29 présente ainsi un fond qui s’étend face à une face interne du pied d’aube 30 et deux flancs latéraux qui s’étendent radialement depuis le fond, de part et d’autre des faces intrados et extrados du pied d’aube 30, jusqu’à la face externe du disque. Les flancs convergent à proximité de la face externe du disque pour former un col. La section de la cavité au niveau du col 34 (c’est-à-dire dans un plan circonférentiel à l’axe de rotation X qui coupe la face externe du disque) est inférieure à sa section à mi-hauteur des flancs (c’est-à-dire dans un plan circonférentiel à l’axe de rotation X qui coupe les flancs à mi-hauteur de la cavité) afin de retenir radialement le pied d’aube 30 dans l’alvéole 29. L’aube 14 s’étend alors à travers l’ouverture de sorte que la pale 31 et l’échasse sont situées à l’extérieur de l’alvéole 29 tandis que le pied 30 est logé dans l’alvéole 29.Each cell 29 extends between two teeth 33 of the disk 13 and forms a cavity intended to receive the blade root 30 which is open on an external face of the disk. A cell 29 thus has a bottom which extends facing an internal face of the blade root 30 and two lateral flanks which extend radially from the bottom, on either side of the intrados and extrados faces of the blade root 30, to the external face of the disk. The flanks converge near the external face of the disk to form a neck. The section of the cavity at the neck 34 (i.e. in a circumferential plane to the axis of rotation X which intersects the external face of the disk) is less than its section at mid-height of the flanks (i.e. in a circumferential plane to the axis of rotation X which intersects the flanks at mid-height of the cavity) in order to radially retain the blade root 30 in the cell 29. The blade 14 then extends through the opening so that the blade 31 and the stilt are located outside the cell 29 while the root 30 is housed in the cell 29.
Chaque aube de soufflante 14 présente un bord d’attaque 14a et un bord de fuite 14b. Le bord d’attaque 14a est configuré pour s’étendre en regard de l'écoulement des gaz entrant dans le rotor de soufflante 9. Il correspond à la partie antérieure d'un profil aérodynamique qui fait face au flux d'air et qui divise l'écoulement d'air en un écoulement d'intrados et en un écoulement extrados. Le bord de fuite 28b quant à lui correspond à la partie postérieure du profil aérodynamique, où se rejoignent les écoulements intrados et extrados. L’aube de soufflante 14 présente en outre une corde axiale, qui correspond au segment de droite parallèle à l’axe X de rotation qui raccorde un point d’intersection entre le bord de fuite 14b et le sommet 21 et le bord d’attaque 14a de l’aube.Each fan blade 14 has a leading edge 14a and a trailing edge 14b. The leading edge 14a is configured to extend opposite the flow of gases entering the fan rotor 9. It corresponds to the front part of an aerodynamic profile which faces the air flow and which divides the air flow into an intrados flow and an extrados flow. The trailing edge 28b corresponds to the rear part of the aerodynamic profile, where the intrados and extrados flows meet. The fan blade 14 further has an axial chord, which corresponds to the straight line segment parallel to the axis X of rotation which connects a point of intersection between the trailing edge 14b and the tip 21 and the leading edge 14a of the blade.
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 sont de préférence fixes par rapport au moyeu 18.The fan section 2 may further comprise a fan stator 16, or rectifier, which comprises blades 17 mounted on a hub 18 of the fan stator 16 and have the function of straightening the secondary air flow F2 which flows out of the fan rotor 9. The blades 17 of the fan stator 18 are preferably fixed relative to the hub 18.
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. Les distances (longueur, rayon, diamètre, etc.) sont en revanche mesurées à température ambiante (environ 20°C) lorsque le système propulsif 1 est à froid, c’est-à-dire lorsque le système propulsif 1 est à l’arrêt depuis une période suffisante pour que les pièces du système propulsif 1 soient à température ambiante, étant entendu que ces dimensions varient peu par rapport aux conditions dans lesquelles le système propulsif 1 est en régime de décollage.In order to improve the propulsive 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 bypass ratio. By high bypass ratio, we mean here a bypass ratio greater than or equal to 10, for example between 10 and 80 inclusive. To calculate the bypass ratio, 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 takeoff mode in a standard atmosphere (as defined by the manual of the International Civil Aviation Organization (ICAO), Doc 7488/3, 3rd edition) and at sea level. It will be noted that, in the present application, the parameters (pressure, flow rate, 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. The distances (length, radius, diameter, etc.) are on the other hand measured at ambient temperature (approximately 20°C) when the propulsion system 1 is cold, that is to say when the propulsion system 1 has been stopped for a sufficient period for the parts of the propulsion system 1 to be at ambient temperature, it being understood that these dimensions vary little compared to the conditions in which the propulsion system 1 is in take-off mode.
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 8 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 8.The fan rotor 9 is decoupled from the low-pressure shaft 11 by means of 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 rotational 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 8 to an inlet of the reduction mechanism 19 while the fan shaft 20 connects the outlet 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 rotational speed lower than the rotational speed of the low-pressure turbine 8.
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 8. 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 8. Indeed, the overall efficiency of the propulsion systems is conditioned to the first order by the propulsive efficiency, which is favorably influenced by a minimization of the variation in kinetic energy of the air when passing through the propulsion system 1. In a propulsion system 1 with a high bypass ratio, most of the flow generating the propulsive force 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 undergone by the secondary air flow F2 when passing through 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. In order to optimize the propulsive 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 on the inside the flow vein at the inlet of the fan rotor 9 to the tip 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 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 comprend à un carter de soufflante 12, le rotor de soufflante 9 étant logé dans le carter de soufflante 12. La section de soufflante 2 comprend en particulier un rotor de soufflante 9 s’étendant en amont d’un stator de soufflante. Les aubes 16 du stator de soufflante 17 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.The fan section 2 comprises a fan casing 12, the fan rotor 9 being housed in the fan casing 12. The fan section 2 comprises in particular a fan rotor 9 extending upstream of a fan stator. The vanes 16 of the fan stator 17 are then generally called outlet vanes (“Outlet Guide Vane” or “OGV” in English) and have a fixed setting relative to the hub of the fan stator. Furthermore, the dilution ratio 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 tip 21 of the vanes of the fan rotor 9 may also be between 260 m/s and 400 m/s. The blades 14 of the fan rotor 9 may be fixed or have a variable pitch. The fan pressure ratio may then be between 1.20 and 1.45.
Le mécanisme de réduction 19 peut comprendre par exemple un mécanisme de réduction 19 à train d’engrenage épicycloïdal, par exemple de type « épicycloïdal » ou « planétaire » selon la terminologie parfois rencontrée de l’homme du métier, monoétage ou biétage. Selon une première variante, le mécanisme de réduction 19 peut être du type planétaire (« star » en anglais) (
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.Regardless of the configuration of the reduction mechanism 19, the diameter of the crown 19b and the planet 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 rapport de réduction du mécanisme de réduction 19 est supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11, de préférence supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 3,5, typiquement autour de 3,0.The reduction ratio of the reduction mechanism 19 is greater than or equal to 2.5 and less than or equal to 11, preferably greater than or equal to 2.7 and less than or equal to 3.5, typically around 3.0.
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, est comprise entre 8500 tours par minute et 12000 tours par minute, par exemple entre 9000 tours par minute et 11000 tours par minute. La vitesse limite 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)). 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 certificate 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 redline speed 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, is between 8500 rpm and 12000 rpm, for example between 9000 rpm and 11000 rpm. The redline speed 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)). The redline speed 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 redline speed is part of the data declared in the engine certification (type certificate data sheet). Indeed, this rotation speed is usually used as a reference speed for the dimensioning of propulsion systems 1 and in certain certification tests (such as blade loss or rotor integrity tests).
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 30 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 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 30 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.
Afin d’optimiser les performances du système propulsif 1 en termes de consommation spécifique, de masse et de trainée, tout en garantissant la tenue mécanique du rotor de soufflante 9, un rapport moyeu-tête R du rotor de soufflante 9 est défini par la relation suivante :
avec :
où : R est le rapport moyeu-tête du rotor de soufflante (9), qui correspond au rapport entre le rayon interne Ri et le rayon externe Re du rotor de soufflante 9. Le rayon interne Ri est égal 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 32 du rotor de soufflante 9). Le rayon externe Re est égal 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 D9du rotor de soufflante) ;
D9est le diamètre du rotor de soufflante 9, mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation X au niveau d’une intersection entre le sommet 21 et le bord d’attaque 22 des aubes 14 du rotor de soufflante 9, et est exprimé en millimètres (mm) ;
ω est une vitesse de rotation 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, et est exprimée en tours par minute (tr/min) ;
n est le nombre d’aubes 14 dans le rotor de soufflante 9 ;
s/c est un pas relatif au sommet 21 des aubes de soufflante 14, qui est égal au rapport entre un pas inter-aubes des aubes de soufflante 14 et la corde axiale des aubes de soufflante 14 et est adimensionné, sachant que le pas inter-aube est égal à
Drefest un diamètre de référence égal à 1000 millimètres (mm) ;
ωrefest une vitesse de rotation de référence égale à 4000 tours par minute (tr/min) ;
nrefest un nombre d’aubes de référence dans un rotor de soufflante égal à 10 ;
s/crefest un pas relatif de référence au niveau du sommet des aubes de soufflante égal à 1 ;
J = 0,35 ;
KD9= - 3,40 * 10-1; LD9= 2,25 ; MD9= - 4,23 ; ND9= 3,34 ;
Kω = 0,85 ; Lω = 1,19 ;
Kn= 0,066 ; Ln= - 6,40 * 10-2; Mn= 0,9 ; et
Ks/c= 1,56 ; Ls/c= - 0,60.
En effet, la Déposante a constaté les relations suivantes, entre le rapport moyeu-tête d’une section de soufflante 2, son diamètre D9, sa vitesse de rotation ω, son nombre d’aubes n et son pas relatif s/c :
- à iso vitesse de rotation ω, iso-nombre d’aubes n et iso-pas relatif s/c, l’augmentation du diamètre D9du rotor de soufflante 9 (et donc de son rayon externe Re) a pour effet d’augmenter la vitesse périphérique des aubes 14 et donc l’effort centrifuge de l’aube, ce qui implique d’augmenter le rapport moyeu-tête afin que le rayon interne Ri du rotor de soufflante soit suffisant pour permettre au disque 13 d’être suffisamment résistant pour reprendre les efforts centrifuges sans risquer de rompre les dents 33. Le rayon interne Ri est en outre limité par l’encombrement incompressible nécessaire pour permettre le dimensionnement et l’intégration du disque ainsi que l’intégration des composants du système propulsif 1, tels que les paliers qui supportent le rotor de soufflante 9. Le choix du diamètre D9(et donc du rayon externe Re) a par ailleurs un effet direct sur la masse, la trainée et l’efficacité de la section de soufflante 2 : plus le diamètre D9est élevé, plus la masse et la trainée sont importantes, et mais plus la section de soufflante 2 est efficace.
- l’augmentation de la vitesse de rotation ω du rotor de soufflant 9 a pour effet d’augmenter la vitesse périphérique des aubes 14 (à iso-diamètre D9, iso-nombre d’aubes n et iso-pas relatif s/c), ce qui a pour conséquence d’augmenter l’effort centrifuge et donc le rapport moyeu-tête nécessaire ;
- l’augmentation du nombre d’aubes n (à iso-diamètre D9, iso-vitesse de rotation ω et iso-pas relatif s/c) a pour effet d’augmenter le chargement centrifuge repris par le disque 13 du rotor de soufflante 9 et de réduire la section du col 34 disponible pour retenir le pied des aubes 14, et par conséquent d’augmenter le rapport moyeu-tête du rotor de soufflante 9 ; et
- l’augmentation du pas relatif s/c (à iso-diamètre D9et iso-vitesse de rotation ω) a pour effet de réduire la corde des aubes 14 à iso-nombre d’aubes n ou, en variante, de réduire le nombre d’aubes n à iso-corde, ce qui a pour conséquence de réduire l’effort centrifuge et donc le rapport moyeu-tête du rotor de soufflante 9.In order to optimize the performance of the propulsion system 1 in terms of specific consumption, mass and drag, while ensuring the mechanical strength of the fan rotor 9, a hub-to-head ratio R of the fan rotor 9 is defined by the following relationship:
with :
where: R is the hub-to-head ratio of the fan rotor (9), which corresponds to the ratio between the inner radius Ri and the outer radius Re of the fan rotor 9. The inner radius Ri is equal 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 on the inside 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 32 of the fan rotor 9). The outer radius Re is equal to the distance between the axis of rotation X and the point of intersection between the leading edge 22 and the tip 21 of the fan blades (and corresponds to half the diameter D 9 of the fan rotor);
D 9 is the diameter of the fan rotor 9, measured in a plane normal to the axis of rotation X at an intersection between the tip 21 and the leading edge 22 of the blades 14 of the fan rotor 9, and is expressed in millimeters (mm);
ω is a rotational speed of the fan rotor 9, when the propulsion system 1 is stationary in take-off mode in a standard atmosphere and at sea level, and is expressed in revolutions per minute (rpm);
n is the number of blades 14 in the fan rotor 9;
s/c is a pitch relative to the tip 21 of the fan blades 14, which is equal to the ratio between an inter-blade pitch of the fan blades 14 and the axial chord of the fan blades 14 and is dimensionless, knowing that the inter-blade pitch is equal to
D ref is a reference diameter equal to 1000 millimeters (mm);
ω ref is a reference rotation speed equal to 4000 revolutions per minute (rpm);
n ref is a number of reference blades in a fan rotor equal to 10;
s/c ref is a relative reference pitch at the fan blade tip level equal to 1;
J = 0.35;
K D9 = - 3.40 * 10 -1 ; L D9 = 2.25; M D9 = - 4.23; N D9 = 3.34;
Kω = 0.85; Lω = 1.19;
K n = 0.066; L n = - 6.40 * 10 -2 ; M n = 0.9; and
K s/c = 1.56; L s/c = - 0.60.
Indeed, the Applicant noted the following relationships between the hub-head ratio of a fan section 2, its diameter D 9 , its rotation speed ω, its number of blades n and its relative pitch s/c:
- at iso rotational speed ω, iso-number of blades n and iso-relative pitch s/c, the increase in the diameter D 9 of the fan rotor 9 (and therefore of its external radius Re) has the effect of increasing the peripheral speed of the blades 14 and therefore the centrifugal force of the blade, which implies increasing the hub-to-head ratio so that the internal radius Ri of the fan rotor is sufficient to allow the disk 13 to be sufficiently strong to take up the centrifugal forces without risking breaking the teeth 33. The internal radius Ri is further limited by the incompressible bulk necessary to allow the dimensioning and integration of the disk as well as the integration of the components of the propulsion system 1, such as the bearings which support the fan rotor 9. The choice of the diameter D 9 (and therefore of the external radius Re) also has a direct effect on the mass, the drag and the efficiency of the fan section 2: the larger the The higher the diameter D 9 , the greater the mass and the drag, and the more efficient the fan section 2.
- increasing the rotation speed ω of the fan rotor 9 has the effect of increasing the peripheral speed of the blades 14 (at iso-diameter D 9 , iso-number of blades n and iso-relative pitch s/c), which has the consequence of increasing the centrifugal force and therefore the necessary hub-head ratio;
- the increase in the number of blades n (at iso-diameter D 9 , iso-speed of rotation ω and iso-relative pitch s/c) has the effect of increasing the centrifugal loading taken up by the disk 13 of the fan rotor 9 and of reducing the section of the neck 34 available to retain the root of the blades 14, and consequently of increasing the hub-head ratio of the fan rotor 9; and
- the increase in the relative pitch s/c (at iso-diameter D 9 and iso-speed of rotation ω) has the effect of reducing the chord of the blades 14 at iso-number of blades n or, as a variant, of reducing the number of blades n at iso-chord, which has the consequence of reducing the centrifugal force and therefore the hub-head ratio of the fan rotor 9.
L’effort centrifuge appliqué par une aube sur le disque de soufflante 13, en particulier au niveau du pied des aubes de soufflante 14 est lié au diamètre D9du rotor de soufflante 9 et au régime de rotation et inversement lié (réduction de l’effort centrifuge quand le paramètre augmente) au pas relatif et au rapport de moyeu. L’augmentation du nombre d’aubes n réduit la corde axiale (à iso pas relatif s/c) ce qui réduit la largeur du disque et donc sa masse.The centrifugal force applied by a blade on the fan disk 13, in particular at the root of the fan blades 14, is linked to the diameter D9 of the fan rotor 9 and to the rotation speed and inversely linked (reduction of the centrifugal force when the parameter increases) to the relative pitch and the hub ratio. Increasing the number of blades n reduces the axial chord (at iso relative pitch s/c) which reduces the width of the disk and therefore its mass.
Un évènement de perte d’aube (« fan blade out » en anglais) crée un balourd important sur le rotor fan et une augmentation du couple sur l’arbre auxquels les structures, la suspension et le système de transmission doivent résister.A fan blade out event creates a significant unbalance on the fan rotor and an increase in torque on the shaft that the structures, suspension and transmission system must resist.
L’équation (1) tient compte de ces constats et permet ainsi d’optimiser la section de soufflante 2 en termes de masse et de trainée afin d’obtenir une section de soufflante 2 plus légère tout en permettant de garantir la tenue mécanique du rotor de soufflante 14 durant tout le vol, même en cas de perte d’aube (et donc de balourd important sur le disque de soufflante 13 et de couple important sur l’arbre de soufflante 20). Le disque 13 de soufflante est en outre suffisamment résistant d’un point de vue mécanique pour supporter le chargement mécanique à iso-diamètre du rotor de soufflante 9. A noter que l’optimisation du rapport moyeu-tête permet en outre de réduire la consommation spécifique du système propulsif 1.Equation (1) takes these observations into account and thus makes it possible to optimize the fan section 2 in terms of mass and drag in order to obtain a lighter fan section 2 while ensuring the mechanical strength of the fan rotor 14 throughout the flight, even in the event of blade loss (and therefore significant unbalance on the fan disk 13 and significant torque on the fan shaft 20). The fan disk 13 is also sufficiently strong from a mechanical point of view to support the mechanical loading at iso-diameter of the fan rotor 9. It should be noted that the optimization of the hub-to-head ratio also makes it possible to reduce the specific consumption of the propulsion system 1.
Par exemple, le rapport moyeu-tête du rotor de soufflante 9 est inférieur à 0,38, par exemple inférieur à 0,35, en particulier lorsque les aubes 14 sont à calage fixe dans la mesure où il n’est alors pas nécessaire d’intégrer un mécanisme de changement de pas au sein du disque de soufflante 13.For example, the hub-to-head ratio of the fan rotor 9 is less than 0.38, for example less than 0.35, particularly when the blades 14 are fixed pitch since it is then not necessary to integrate a pitch change mechanism within the fan disk 13.
Le nombre d’aubes 14 peut par exemple être compris entre au moins quatorze aubes de soufflante 14 et au plus vingt-quatre aubes de soufflante 14, de préférence au moins seize aubes de soufflante 14 et au plus vingt-deux aubes de soufflante 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 number of blades 14 may for example be between at least fourteen fan blades 14 and at most twenty-four fan blades 14, preferably at least sixteen fan blades 14 and at most twenty-two fan 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.
Le choix du nombre d’aubes 14 dans le rotor de soufflante 9 a par ailleurs un impact sur le rapport moyeu-tête du rotor de soufflante 9 et sur la masse et l’efficacité de la section de soufflante 2. Toutefois, le dimensionnement du rotor de soufflante 9 de sorte que son rapport moyeu-tête respecte la formule (1) permet de garantir que la section de soufflante 2 soit efficace et que le système propulsif 1 reste performant en termes de masse et de consommation spécifique. Typiquement, le rapport moyeu-tête du rotor de soufflante 9 est au moins égal à 0,25.The choice of the number of blades 14 in the fan rotor 9 also has an impact on the hub-to-head ratio of the fan rotor 9 and on the mass and efficiency of the fan section 2. However, the dimensioning of the fan rotor 9 such that its hub-to-head ratio complies with formula (1) makes it possible to ensure that the fan section 2 is efficient and that the propulsion system 1 remains efficient in terms of mass and specific consumption. Typically, the hub-to-head ratio of the fan rotor 9 is at least equal to 0.25.
Le rotor de soufflante 9 peut en outre être dimensionné de sorte que le rapport moyeu-tête respecte en outre la formule suivante :
avec :
où : P = 0,31 ;
QD9= - 3,40 * 10-1; RD9= 2,31 ; SD9= - 4,55 ; TD9= 3,69 ;
Qω = 0,86 ; Rω = 1,14 ;
Qn= 0,076 ; Rn= - 5,50 * 10-2; Sn= 0,85 ; et
Qs/c= 1,54 ; Rs/c= - 0,6.The fan rotor 9 can further be dimensioned so that the hub-to-head ratio further complies with the following formula:
with :
where: P = 0.31;
Q D9 = - 3.40 * 10 -1 ; R D9 = 2.31; S D9 = - 4.55; T D9 = 3.69;
Qω = 0.86; Rω = 1.14;
Q n = 0.076; R n = - 5.50 * 10 -2 ; S n = 0.85; and
Q s/c = 1.54; R s/c = - 0.6.
Lorsque le rotor de soufflante 9 est en outre dimensionné conformément à la formule (2), en cas de perte d’aube, le disque 13 de soufflante peut présenter une masse réduite mais être suffisamment résistant pour supporter le moment créé au niveau de la dent 33 du disque 13 qui est immédiatement adjacente à l’aube impactée. Cette résistance permet d’éviter que la dent 33 ne casse et entraine, par effet domino, la perte de l’aube adjacente puis, quand le balourd devient trop important, la rupture du disque 13.When the fan rotor 9 is further dimensioned in accordance with formula (2), in the event of blade loss, the fan disk 13 may have a reduced mass but be sufficiently strong to withstand the moment created at the tooth 33 of the disk 13 which is immediately adjacent to the impacted blade. This resistance makes it possible to prevent the tooth 33 from breaking and causing, by domino effect, the loss of the adjacent blade and then, when the imbalance becomes too great, the rupture of the disk 13.
De plus, le rapport moyeu-tête obtenu permet de limiter les efforts centrifuges appliqués au disque de rotor 9, ce qui permet de réduire encore la masse du disque de soufflante 13 sans pour autant impacter la tenue mécanique des aubes 14. Par ailleurs, il est possible de garantir que le rapport moyeu-tête reste suffisamment faible pour ne pas limiter les performances du système propulsif 1.In addition, the hub-to-head ratio obtained makes it possible to limit the centrifugal forces applied to the rotor disk 9, which makes it possible to further reduce the mass of the fan disk 13 without impacting the mechanical strength of the blades 14. Furthermore, it is possible to guarantee that the hub-to-head ratio remains sufficiently low so as not to limit the performance of the propulsion system 1.
De préférence, le disque de soufflante 13 est réalisé dans un matériau présentant une résistance mécanique au moins égale à la résistance mécanique des alliages à base de titane habituellement utilisés. Afin de réduire la masse du disque de soufflante 13, le matériau présente une densité inférieure à ces alliages à base de titane.Preferably, the fan disk 13 is made of a material having a mechanical strength at least equal to the mechanical strength of the titanium-based alloys commonly used. In order to reduce the mass of the fan disk 13, the material has a density lower than these titanium-based alloys.
Le diamètre D9du rotor de soufflante peut alors être compris entre 80 pouces (203,2cm) et 185 pouces (469,9cm) inclus, 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 en outre d’intégrer le système propulsif 1 de manière conventionnelle, en particulier sous l’aile d’un aéronef 100.The diameter D 9 of the fan rotor can then be between 80 inches (203.2 cm) and 185 inches (469.9 cm) 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), which also makes it possible to integrate the propulsion system 1 in a conventional manner, in particular under the wing of an aircraft 100.
Le cas échéant, la masse de chaque aube de soufflante 14 peut également être réduite afin de diminuer encore les efforts centrifuges appliqués par les aubes 14 sur les dents 33 du disque 13 de soufflante et donc de réduire la masse du disque 13. Par exemple, les aubes 14 de soufflante peuvent être réalisées en matériaux composite comprenant un renfort fibreux tissé en deux ou trois dimensions qui est noyé dans une matrice. Dans une forme de réalisation, le renfort fibreux comprendre des fibres en carbone, en verre, en basalte, et/ou en aramide et la matrice peut comprendre une matrice polymère, par exemple époxyde, bismaléimide ou polyimide. L’aube 14 est alors formée par moulage au moyen d’un procédé d’injection sous vide de résine du type RTM (pour « Resin Transfer Moulding), ou encore VARRTM (pour Vacuum Resin Transfer Molding).If necessary, the mass of each fan blade 14 may also be reduced in order to further reduce the centrifugal forces applied by the blades 14 to the teeth 33 of the fan disk 13 and therefore to reduce the mass of the disk 13. For example, the fan blades 14 may be made of composite materials comprising a two- or three-dimensional woven fiber reinforcement which is embedded in a matrix. In one embodiment, the fiber reinforcement comprises carbon, glass, basalt, and/or aramid fibers and the matrix may comprise a polymer matrix, for example epoxy, bismaleimide or polyimide. The blade 14 is then formed by molding using a vacuum resin injection process of the RTM (for “Resin Transfer Molding) type, or VARRTM (for Vacuum Resin Transfer Molding).
Le rotor de soufflante 9 peut en outre être dimensionné de sorte que le rapport moyeu-tête respecte la formule suivante :
avec :
où : A = 0,308 ;
AD9= - 2,77 * 10-1; BD9= 1,83 ; CD9= - 3,42 ; DD9= 2,87 ;
Aω = 0,85 ; Bω = 1,19 ;
An= 0,06 ; Bn= 1,80 * 10-2; Cn= 0,77 ; et
As/c= 1,54 ; Bs/c= - 0,59.The fan rotor 9 can further be sized so that the hub-to-head ratio complies with the following formula:
with :
where: A = 0.308;
A D9 = - 2.77 * 10 -1 ; B D9 = 1.83; C D9 = - 3.42; D D9 = 2.87;
Aω = 0.85; Bω = 1.19;
A n = 0.06; B n = 1.80 * 10 -2 ; C n = 0.77; and
A s/c = 1.54; B s/c = - 0.59.
Lorsque le rotor de soufflante 9 est dimensionné conformément à la formule (3), il est possible de garantir que le rapport moyeu-tête reste suffisamment faible pour ne pas limiter les performances du système propulsif 1. De plus, les efforts centrifuges sont réduits, ce qui permet d’obtenir une section du col 34 des alvéoles 29 (et donc la distance entre deux dents 33 adjacentes du disque 13) suffisante pour retenir les aubes 14 sans risquer que le disque 13 ne rompe. Le disque de soufflante 13 est donc optimisé en masse (sans pour autant augmenter les risques de rupture du disque 13), ce qui permet de réduire la masse de la section de soufflante 2.When the fan rotor 9 is sized in accordance with formula (3), it is possible to ensure that the hub-to-head ratio remains sufficiently low so as not to limit the performance of the propulsion system 1. In addition, the centrifugal forces are reduced, which makes it possible to obtain a section of the neck 34 of the cells 29 (and therefore the distance between two adjacent teeth 33 of the disk 13) sufficient to retain the blades 14 without risking that the disk 13 breaks. The fan disk 13 is therefore optimized in mass (without increasing the risks of breakage of the disk 13), which makes it possible to reduce the mass of the fan section 2.
Le rotor de soufflante 9 peut en outre être dimensionné de sorte que le rapport moyeu-tête respecte la formule suivante :
avec :
où : E = 0,303 ;
FD9= - 2,92 * 10-1; GD9= 1,98 ; HD9= - 3,85 ; ID9= 3,24 ;
Fω = 0,85 ; Gω = 1,18 ;
Fn= 0,071 ; Gn= 2,0 * 10-2; Hn= 0,73 ; et
Fs/c= 1,54 ; Gs/c= - 0,6.The fan rotor 9 can further be sized so that the hub-to-head ratio complies with the following formula:
with :
where: E = 0.303;
F D9 = - 2.92 * 10 -1 ; G D9 = 1.98; H D9 = - 3.85; I D9 = 3.24;
Fω = 0.85; Gω = 1.18;
F n = 0.071; G n = 2.0 * 10 -2 ; H n = 0.73; and
F s/c = 1.54; G s/c = - 0.6.
Le respect de la formule (4) permet d’obtenir un rotor de soufflante 9 dont le diamètre D9et la vitesse de rotation ω sont limités sans pour autant porter préjudice à l’efficacité de la section de soufflante, ce qui permet de réduire la force centrifuge appliquée par les aubes 14 au disque 13 de soufflante et donc de réduire la masse du disque 13 de soufflante. En particulier, la section du col 34 des alvéoles 29 (et donc la distance entre deux dents 33 adjacentes du disque 13) peut être réduite, ce qui permet de garantir la tenue mécanique des aubes de soufflante 14 durant tout le vol, même en cas de perte d’aube.Compliance with formula (4) makes it possible to obtain a fan rotor 9 whose diameter D 9 and rotation speed ω are limited without however harming the efficiency of the fan section, which makes it possible to reduce the centrifugal force applied by the blades 14 to the fan disk 13 and therefore to reduce the mass of the fan disk 13. In particular, the section of the neck 34 of the cells 29 (and therefore the distance between two adjacent teeth 33 of the disk 13) can be reduced, which makes it possible to guarantee the mechanical strength of the fan blades 14 throughout the flight, even in the event of blade loss.
Le respect de la formule (4) permet d’obtenir un rotor de soufflante 9 dont le rapport moyeu-tête R est adapté de façon à réduire les efforts générés par les aubes 14 notamment sur le disque 13 de soufflante et donc réduire la masse de la soufflante sans pour autant porter préjudice à l’efficacité de la section de soufflante.Compliance with formula (4) makes it possible to obtain a fan rotor 9 whose hub-head ratio R is adapted so as to reduce the forces generated by the blades 14 in particular on the fan disk 13 and therefore reduce the mass of the fan without, however, harming the efficiency of the fan section.
Le dimensionnement du système propulsif 1 de sorte à obtenir un rapport moyeu-tête respectant la formule (1) et éventuellement les formules (2), (3) et/ou (4), peut être réalisé en fixant tout d’abord la poussée générée par la section de soufflante 2 et en modifiant le diamètre (D9) du rotor de soufflante (et donc le rapport de pression de la section de soufflante 2). Par rapport à un système propulsif avec mécanisme de réduction conventionnel, le diamètre D9peut par exemple être augmenté et le rapport de pression de soufflante 2 peut être réduit. L’augmentation du diamètre D9 est toutefois réalisée en tenant compte des critères de masse et de trainée du système propulsif 1. Le nombre d’aubes 14 de soufflante (n) et la vitesse de rotation du rotor de soufflante 9 (ω) (qui peut être ajustée en optimisant par exemple le taux de réduction du mécanisme de réduction 19) et le pas relatif au sommet 21 des aubes 14 (s/c) peuvent par ailleurs être adaptés afin de respecter des exigences de performance, de masse, d’acoustique et d’intégration (paliers, etc.). 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. Il est alors possible de déterminer le rapport moyeu-tête, en cherchant à optimiser la masse de soufflante tout en conservant son efficacité.The dimensioning of the propulsion system 1 so as to obtain a hub-to-head ratio complying with formula (1) and possibly formulas (2), (3) and/or (4), can be achieved by first fixing the thrust generated by the fan section 2 and by modifying the diameter (D 9 ) of the fan rotor (and thus the pressure ratio of the fan section 2). Compared to a propulsion system with a conventional reduction mechanism, the diameter D 9 can for example be increased and the pressure ratio of fan 2 can be reduced. The increase in diameter D9 is however carried out taking into account the mass and drag criteria of the propulsion system 1. The number of fan blades 14 (n) and the rotation speed of the fan rotor 9 (ω) (which can be adjusted by optimizing for example the reduction ratio of the reduction mechanism 19) and the pitch relative to the tip 21 of the blades 14 (s/c) can moreover be adapted in order to meet performance, mass, acoustic and integration requirements (bearings, etc.). 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 timing of the blades 14 of the rotor 9 (and possibly the blades 16 of the stator 17) of the fan section 2. It is then possible to determine the hub-to-head ratio, seeking to optimize the fan mass while maintaining its efficiency.
Un système propulsif 1 à double corps dont la section de soufflante 2 est dimensionnée de sorte à respecter la formule (1) et, le cas échéant, les formules (2), (3) et/ou (4), peut notamment comprendre une turbine haute pression 7 biétage, un compresseur haute pression 5 comprenant au moins huit étages et au plus onze étages, une turbine basse pression 8 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 dual-body propulsion system 1 whose fan section 2 is sized so as to comply with formula (1) and, where applicable, formulas (2), (3) and/or (4), may in particular comprise a two-stage high-pressure turbine 7, a high-pressure compressor 5 comprising at least eight stages and at most eleven stages, a low-pressure turbine 8 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 (20)
- 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 un disque (13) et une pluralité d’aubes (14) rapportées et fixées dans des alvéoles (29) du disque (13) ;
- 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) ;
dans lequel un rapport moyeu-tête du rotor de soufflante respecte la relation suivante :
avec :
où : R est le rapport moyeu-tête du rotor de soufflante (9) ;
D9est 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 millimètres (mm) ;
ω est une vitesse de rotation 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 exprimée en tours par minute (tr/min) ;
n est le nombre d’aubes (14) dans le rotor de soufflante (9) ;
s/c est un pas relatif au niveau du sommet (21) des aubes de soufflante (14) et est égal au rapport entre un pas inter-aubes et une corde axiale d’une aube de soufflante (14) ;
Drefest un diamètre de référence égal à 1000 millimètres (mm) ;
ωrefest une vitesse de rotation de référence égale à 4000 tours par minute (tr/min) ;
nrefest un nombre d’aubes de référence dans un rotor de soufflante égal à 10 ;
s/crefest un pas relatif de référence au niveau du sommet des aubes de soufflante égal à 1 ;
J = 0,35 ;
KD9= - 3,40 * 10-1; LD9= 2,25 ; MD9= - 4,23 ; ND9= 3,34 ;
Kω = 0,85 ; Lω = 1,19 ;
Kn= 0,066 ; Ln= - 6,40 * 10-2; Mn= 0,9 ; et
Ks/c= 1,56 ; Ls/c= - 0,60.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) driven in rotation by the fan shaft (20), the fan rotor (9) comprising a disk (13) and a plurality of blades (14) attached and fixed in cells (29) of the disk (13);
- a reduction mechanism (19) coupling the drive shaft (11) and the fan shaft (20) in order to drive the fan shaft (20) at a rotational speed lower than the rotational speed of the drive shaft (11);
in which a fan rotor hub-to-head ratio satisfies the following relationship:
with :
where: R is the fan rotor hub-to-head ratio (9);
D 9 is the diameter of the fan rotor (9), measured in a plane normal to the axis of rotation (X) at an intersection between a tip (21) and a leading edge (22) of the blades (14) of the fan rotor (9), and is expressed in millimeters (mm);
ω is a rotation speed 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 expressed in revolutions per minute (rpm);
n is the number of blades (14) in the fan rotor (9);
s/c is a relative pitch at the tip (21) of the fan blades (14) and is equal to the ratio between an inter-blade pitch and an axial chord of a fan blade (14);
D ref is a reference diameter equal to 1000 millimeters (mm);
ω ref is a reference rotation speed equal to 4000 revolutions per minute (rpm);
n ref is a number of reference blades in a fan rotor equal to 10;
s/c ref is a relative reference pitch at the fan blade tip level equal to 1;
J = 0.35;
K D9 = - 3.40 * 10 -1 ; L D9 = 2.25; M D9 = - 4.23; N D9 = 3.34;
Kω = 0.85; Lω = 1.19;
K n = 0.066; L n = - 6.40 * 10 -2 ; M n = 0.9; and
K s/c = 1.56; L s/c = - 0.60.
avec :
où : P = 0,31 ;
QD9= - 3,40 * 10-1; RD9= 2,31 ; SD9= - 4,55 ; TD9= 3,69 ;
Qω = 0,86 ; Rω = 1,14 ;
Qn= 0,076 ; Rn= - 5,50 * 10-2; Sn= 0,85 ; et
Qs/c= 1,54 ; Rs/c= - 0,6.Propulsion system (1) according to claim 1, in which the hub-to-head ratio of the fan rotor (9) further complies with the following relationship:
with :
where: P = 0.31;
Q D9 = - 3.40 * 10 -1 ; R D9 = 2.31; S D9 = - 4.55; T D9 = 3.69;
Qω = 0.86; Rω = 1.14;
Q n = 0.076; R n = - 5.50 * 10 -2 ; S n = 0.85; and
Q s/c = 1.54; R s/c = - 0.6.
avec :
où : A = 0,308 ;
AD9= - 2,77 * 10-1; BD9= 1,83 ; CD9= - 3,42 ; DD9= 2,87 ;
Aω = 0,85 ; Bω = 1,19 ;
An= 0,06 ; Bn= 1,80 * 10-2; Cn= 0,77 ; et
As/c= 1,54 ; Bs/c= - 0,59.Propulsion system (1) according to one of claims 1 and 2, in which the hub-to-head ratio of the fan rotor (9) further complies with the following relationship:
with :
where: A = 0.308;
A D9 = - 2.77 * 10 -1 ; B D9 = 1.83; C D9 = - 3.42; D D9 = 2.87;
Aω = 0.85; Bω = 1.19;
A n = 0.06; B n = 1.80 * 10 -2 ; C n = 0.77; and
A s/c = 1.54; B s/c = - 0.59.
avec :
où : E = 0,303 ;
FD9= - 2,92 * 10-1; GD9= 1,98 ; HD9= - 3,85 ; ID9= 3,24 ;
Fω = 0,85 ; Gω = 1,18 ;
Fn= 0,071 ; Gn= 2,0 * 10-2; Hn= 0,73 ; et
Fs/c= 1,54 ; Gs/c= - 0,6.Propulsion system (1) according to one of claims 1 to 3, in which the hub-to-head ratio of the fan rotor is defined by the following relationship:
with :
where: E = 0.303;
F D9 = - 2.92 * 10 -1 ; G D9 = 1.98; H D9 = - 3.85; I D9 = 3.24;
Fω = 0.85; Gω = 1.18;
F n = 0.071; G n = 2.0 * 10 -2 ; H n = 0.73; and
F s/c = 1.54; G s/c = - 0.6.
avec :
où : R est le rapport moyeu-tête du rotor de soufflante (9) ;
D9est 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 millimètres (mm) ;
ω est une vitesse de rotation 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 exprimée en tours par minute (tr/min) ;
n est le nombre d’aubes (14) dans le rotor de soufflante (9) ;
s/c est un pas relatif au niveau du sommet (21) des aubes de soufflante (14) et est égal au rapport entre un pas inter-aubes et une corde axiale d’une aube de soufflante (14) ;
Drefest un diamètre de référence égal à 1000 millimètres (mm) ;
ωrefest une vitesse de rotation de référence égale à 4000 tours par minute (tr/min) ;
nrefest un nombre d’aubes de référence dans un rotor de soufflante égal à 10 ;
s/crefest un pas relatif de référence au niveau du sommet des aubes de soufflante égal à 1 ;
J = 0,35 ;
KD9= - 3,40 * 10-1; LD9= 2,25 ; MD9= - 4,23 ; ND9= 3,34 ;
Kω = 0,85 ; Lω = 1,19 ;
Kn= 0,066 ; Ln= - 6,40 * 10-2; Mn= 0,9 ; et
Ks/c= 1,56 ; Ls/c= - 0,60.A method of dimensioning 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 lower than a speed of the drive shaft (11), wherein the fan rotor (9) is dimensioned such that a hub-to-head ratio of the fan rotor (9) complies with the following relationship:
with :
where: R is the fan rotor hub-to-head ratio (9);
D 9 is the diameter of the fan rotor (9), measured in a plane normal to the axis of rotation (X) at an intersection between a tip (21) and a leading edge (22) of the blades (14) of the fan rotor (9), and is expressed in millimeters (mm);
ω is a rotation speed 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 expressed in revolutions per minute (rpm);
n is the number of blades (14) in the fan rotor (9);
s/c is a relative pitch at the tip (21) of the fan blades (14) and is equal to the ratio between an inter-blade pitch and an axial chord of a fan blade (14);
D ref is a reference diameter equal to 1000 millimeters (mm);
ω ref is a reference rotation speed equal to 4000 revolutions per minute (rpm);
n ref is a number of reference blades in a fan rotor equal to 10;
s/c ref is a relative reference pitch at the fan blade tip level equal to 1;
J = 0.35;
K D9 = - 3.40 * 10 -1 ; L D9 = 2.25; M D9 = - 4.23; N D9 = 3.34;
Kω = 0.85; Lω = 1.19;
K n = 0.066; L n = - 6.40 * 10 -2 ; M n = 0.9; and
K s/c = 1.56; L s/c = - 0.60.
avec :
où : P = 0,31 ;
QD9= - 3,40 * 10-1; RD9= 2,31 ; SD9= - 4,55 ; TD9= 3,69 ;
Qω = 0,86 ; Rω = 1,14 ;
Qn= 0,076 ; Rn= - 5,50 * 10-2; Sn= 0,85 ; et
Qs/c= 1,54 ; Rs/c= - 0,6.A sizing method according to claim 17, wherein the fan rotor (9) is further sized such that the hub-to-head ratio of the fan rotor (9) complies with the following relationship:
with :
where: P = 0.31;
Q D9 = - 3.40 * 10 -1 ; R D9 = 2.31; S D9 = - 4.55; T D9 = 3.69;
Qω = 0.86; Rω = 1.14;
Q n = 0.076; R n = - 5.50 * 10 -2 ; S n = 0.85; and
Q s/c = 1.54; R s/c = - 0.6.
avec :
où : A = 0,308 ;
AD9= - 2,77 * 10-1; BD9= 1,83 ; CD9= - 3,42 ; DD9= 2,87 ;
Aω = 0,85 ; Bω = 1,19 ;
An= 0,06 ; Bn= 1,80 * 10-2; Cn= 0,77 ; et
As/c= 1,54 ; Bs/c= - 0,59.A sizing method according to one of claims 17 and 18, wherein the fan rotor (9) is further sized such that the hub-to-head ratio of the fan rotor (9) complies with the following relationship:
with :
where: A = 0.308;
A D9 = - 2.77 * 10 -1 ; B D9 = 1.83; C D9 = - 3.42; D D9 = 2.87;
Aω = 0.85; Bω = 1.19;
A n = 0.06; B n = 1.80 * 10 -2 ; C n = 0.77; and
A s/c = 1.54; B s/c = - 0.59.
avec :
où : E = 0,303 ;
FD9= - 2,92 * 10-1; GD9= 1,98 ; HD9= - 3,85 ; ID9= 3,24 ;
Fω = 0,85 ; Gω = 1,18 ;
Fn= 0,071 ; Gn= 2,0 * 10-2; Hn= 0,73 ; et
Fs/c= 1,54 ; Gs/c= - 0,6.A sizing method according to one of claims 17 to 19, wherein the fan rotor (9) is further sized such that the hub-to-head ratio of the fan rotor (9) complies with the following relationship:
with :
where: E = 0.303;
F D9 = - 2.92 * 10 -1 ; G D9 = 1.98; H D9 = - 3.85; I D9 = 3.24;
Fω = 0.85; Gω = 1.18;
F n = 0.071; G n = 2.0 * 10 -2 ; H n = 0.73; and
F s/c = 1.54; G s/c = - 0.6.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR2301958A FR3146326A1 (en) | 2023-03-02 | 2023-03-02 | Mass-optimized aeronautical propulsion system featuring a fan with improved mechanical strength |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR2301958 | 2023-03-02 | ||
| FR2301958A FR3146326A1 (en) | 2023-03-02 | 2023-03-02 | Mass-optimized aeronautical propulsion system featuring a fan with improved mechanical strength |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3146326A1 true FR3146326A1 (en) | 2024-09-06 |
Family
ID=86331959
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR2301958A Pending FR3146326A1 (en) | 2023-03-02 | 2023-03-02 | Mass-optimized aeronautical propulsion system featuring a fan with improved mechanical strength |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR3146326A1 (en) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20170138370A1 (en) * | 2015-11-16 | 2017-05-18 | General Electric Company | Pitch range for a variable pitch fan |
| FR3046439A1 (en) * | 2016-01-05 | 2017-07-07 | Snecma | VARIABLE TIMING BLOWER WITH LOW NO TURBOREACTOR |
| US20200400068A1 (en) * | 2019-06-24 | 2020-12-24 | Rolls-Royce Plc | Compression in a gas turbine engine |
| FR3089259B1 (en) * | 2018-11-29 | 2021-11-26 | Rolls Royce Plc | Turbojet with reduction gear |
-
2023
- 2023-03-02 FR FR2301958A patent/FR3146326A1/en active Pending
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20170138370A1 (en) * | 2015-11-16 | 2017-05-18 | General Electric Company | Pitch range for a variable pitch fan |
| FR3046439A1 (en) * | 2016-01-05 | 2017-07-07 | Snecma | VARIABLE TIMING BLOWER WITH LOW NO TURBOREACTOR |
| FR3089259B1 (en) * | 2018-11-29 | 2021-11-26 | Rolls Royce Plc | Turbojet with reduction gear |
| US20200400068A1 (en) * | 2019-06-24 | 2020-12-24 | Rolls-Royce Plc | Compression in a gas turbine engine |
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