WO2017060628A1 - Ensemble de propulsion d'un aéronef equipé d'une soufflante principale et d'au moins une soufflante déportée - Google Patents

Ensemble de propulsion d'un aéronef equipé d'une soufflante principale et d'au moins une soufflante déportée Download PDF

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turbine
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blower
power transmission
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Augustin Marc Michel CURLIER
Adrien Pierre Jean PERTAT
Pierre- Alain Jean Philippe REIGNER
Laurent SOULAT
Kevin Morgane LEMARCHAND
Tewfik BOUDEBIZA
Gilles Alain Charier
Nathalie NOWAKOWSKI
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Safran Aircraft Engines
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    • F05D2260/40311—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing of the epicyclical, planetary or differential type

Definitions

  • Propulsion unit for an aircraft equipped with a main blower and at least one remote blower
  • the present invention relates to the aeronautical field and relates to a propulsion assembly comprising at least two blowers driven by the same gas generator. In particular, it aims at a blower disposed along the gas generator and at least one blower offset relative to the axis of the gas generator.
  • the present applicant has undertaken work on an overall propulsion architecture with at least two distributed blowers. These objectives are to seek an optimization of the propulsive efficiency thanks to a high dilution ratio, ie the ratio of the secondary flow passing through the blower (s) to the primary air flow passing through the central body with the chamber of combustion and turbines, while maintaining an acceptable ground clearance and reduced size blowers with a different regime than that of the turbine.
  • a propulsion assembly with remote blowers is known from EP 2 574 546 and GB 2 400 41 1.
  • a gas generator 3 conventionally comprises a compression assembly supplying air to an annular combustion chamber; the gases from the chamber drive one or more turbines mechanically connected to the compressor and here a power turbine 5.
  • the latter is secured to a power shaft 6 coaxial with the gas generator 3.
  • This power shaft 6 drives through of a suitable transmission system two intermediate radial shafts each driving a fan shaft 9, 9 'offset, that is to say of axis offset from the axis of the gas generator.
  • the present invention aims to remedy this problem.
  • At least one main turbine mounted along a longitudinal axis; at least one main blower disposed upstream of the main turbine along the longitudinal axis and driven in rotation by said main turbine, said main blower being streamlined by a main blower housing;
  • auxiliary turbine mounted along the longitudinal axis, the auxiliary turbine being independent of the main turbine; and at least one auxiliary blower axially offset from the longitudinal axis and driven by the auxiliary turbine, the auxiliary blower being streamlined by an auxiliary fan casing, the main casing being separated and distinct from the auxiliary casing so as to generate respectively a main secondary flow and an auxiliary auxiliary secondary flow up to their ejections into the atmosphere.
  • this configuration makes it possible to simplify the design of a propulsion unit while maintaining a known architecture on which at least one additional fan module is integrated.
  • the aerodynamic efficiency of each turbine and each fan is independently optimized which implies a better overall efficiency for the entire propulsion.
  • the assembly according to the invention may comprise one or more of the following characteristics, taken separately from each other or in combination with each other:
  • the propulsion unit comprises at least one turbomachine and a propeller.
  • the propeller includes the auxiliary blower.
  • the main blower and the gas generator form a turbomachine.
  • the auxiliary turbine comprises a free power turbine driven by the gas generator and rotating the auxiliary blower.
  • the propulsion assembly comprises two auxiliary blowers driven by the auxiliary turbine.
  • the auxiliary blowers are respectively driven by an auxiliary turbine.
  • the power unit comprises a first power transmission system connected to the auxiliary fan and a second power transmission system connected to the first power system. transmission of power, the second power transmission system being arranged:
  • the first and / or second power transmission system (s) comprise a differential gear system
  • the differential gear system comprising a housing, an input axial shaft, a planet carrier driven by the input shaft, planet gears mounted on the planet carrier, at least one idle gear supported by the crankcase; and radial shafts each perpendicular to the axial input shaft, the radial shafts being integral with the planet gears, the planet carrier and the input shaft being coaxial, the planet carrier forming a hub on which the axes of rotation of the satellites are arranged radially.
  • the first and / or second power transmission system (s) comprises a speed reducer.
  • the speed reducer is an epicyclic mechanism.
  • the first and / or second power transmission system comprises two homokinetic joints with a slide connection in series.
  • the first and / or the second power transmission system (s) is located in a non-thermally stressed engine zone, in particular upstream of the gas generator.
  • the first and / or second power transmission system (s) is / are located downstream of the turbine.
  • the turbomachine is fixed under the wing and the auxiliary blower is fixed on the wing, the axis of the turbomachine and the blower being located in the same vertical plane.
  • the turbomachine is a multi-flow turbojet or a turboprop.
  • the turbomachine and the auxiliary blower are mounted on the wing by means of pylon.
  • the turbomachine is fixed under the wing.
  • the auxiliary blower is attached to the wing.
  • turbomachine and / or the auxiliary blower is / are equipped with (e) thrust reversing means.
  • At least the turbomachine or the auxiliary blower which is mounted on the wing comprises thrust reverser means capable of deflecting the flow of air which passes through it at least upwards and / or laterally
  • at least the auxiliary blower or the turbomachine which is fixed under the wing comprises thrust reversal means adapted to deflect the flow of air which passes through at least partly laterally.
  • the invention also relates to a propulsion assembly of an aircraft comprising:
  • At least one main turbine mounted along a longitudinal axis; at least one main blower disposed along the longitudinal axis and rotated by said main turbine;
  • auxiliary turbine mounted along the longitudinal axis, the auxiliary turbine being independent of the main turbine; and at least one auxiliary blower axially offset from the longitudinal axis and driven by the auxiliary turbine.
  • the invention also relates to a propulsion assembly of an aircraft comprising:
  • At least one turbine mounted along a longitudinal axis
  • At least one main blower disposed along the longitudinal axis and driven in rotation by said turbine;
  • At least one auxiliary turbine mounted along the longitudinal axis;
  • auxiliary blower axis offset from the longitudinal axis and driven by the auxiliary turbine, the auxiliary blower being connected to a first power transmission system; and a second power transmission system connected to the first power transmission system, the second power transmission system being arranged:
  • the second power transmission system When the second power transmission system is arranged downstream of the main blower drive turbine, and when the driving of the main and auxiliary blowers (s) is carried out by different and independent turbines, these are unloaded in couple.
  • this second power transmission system When this second power transmission system is arranged upstream of the gas generator this facilitates its integration because it is an area where the constraints related to the thermal (operating temperature, expansion of the parts, ... ) are much weaker.
  • the invention also relates to an aircraft comprising a fuselage, two wings on either side of the fuselage, at least two propulsion assemblies, each attached to one of the wings, the propulsion assemblies comprising at least one turbine engine and a propeller, one of the two being fixed under the wing, the other fixed on the wing, in particular the axes of the turbine engine and the propeller being located in the same vertical plane.
  • the invention also relates to an aircraft comprising:
  • a wing including a first upstream beam and a second downstream beam extending in a span direction of said wing;
  • the propulsion assembly comprising a turbine engine and a propeller, the propeller comprising an outer annular casing fixed at least to the first upstream spar via at least a first and a second fastener.
  • Figure 1 is a schematic representation of an aircraft propulsion assembly architecture according to the prior art
  • Figure 2 schematically shows a first embodiment of the arrangement of an auxiliary blower module driven by an auxiliary turbine
  • Figure 3 schematically shows a second embodiment of the arrangement of an auxiliary blower module in a standard architecture
  • FIG. 4 shows a schematic representation of a variant of the first embodiment according to FIG. 3;
  • Figure 5 shows a schematic representation of the arrangement of the auxiliary blower module according to another embodiment of the invention.
  • Figure 6 schematically illustrates a variant of the embodiment according to Figure 5;
  • FIG. 7 illustrates in a diagrammatic representation another embodiment in which two remote auxiliary fan modules are arranged with respect to a gas generator upstream of which a main fan is installed;
  • Figure 8 schematically illustrates a variant of the embodiment according to Figure 7;
  • FIG. 9 is a schematic view of another embodiment of the invention in which two fan modules are offset with respect to the axis of a double-body gas generator upstream of which a main blower is installed;
  • Fig. 10 is a variant of the embodiment illustrated in Fig. 9; and,
  • Figure 1 1 shows a diagram of an assembly of the propulsion assembly of Figure 2 seen from the front.
  • FIG. 2 a set 1 of propulsion of an aircraft according to a first embodiment.
  • the assembly 1 of propulsion is shown mounted on the wing 20 or wing of an aircraft.
  • the aircraft comprises at least two such propulsion units, one on each wing 20.
  • This propulsion unit 1 here comprises a turbojet engine 40 comprising a gas generator 30 with a longitudinal axis XX.
  • the gas generator 30, along the longitudinal axis XX and from upstream to downstream, a compressor 2 low pressure (LP), a compressor 3 high pressure (HP), a combustion chamber 4, a turbine 5 high pressure (HP) and a low pressure turbine 6 (LP).
  • LP low pressure
  • HP compressor 3 high pressure
  • HP combustion chamber 4
  • HP turbine 5 high pressure
  • LP low pressure turbine 6
  • the terms “upstream” and “downstream” are defined with respect to the flow of gas in the propulsion assembly or with respect to the direction of movement of the aircraft in flight.
  • the LP compressor and the LP turbine are connected by a LP shaft to form a low pressure body.
  • the HP compressor and the HP turbine are mechanically connected by a high pressure shaft to form a high pressure body.
  • the HP and LP bodies form the gas generator 30 which is here a dual-body gas turbine engine.
  • the BP and HP bodies are coaxial and are rotatably mounted independently.
  • the combustion chamber 4 is supplied with compressed air from compressors 2 and 3 in series. The gases produced in the combustion chamber 4 successively move the turbine 5 HP and 6 BP which respectively drive the two compressors, 2 HP and 3 BP.
  • the turbojet engine 40 comprises a so-called main blower 8 upstream of the gas generator 30.
  • the main blower 8 is streamlined by a casing 51 C main fan shown more precisely in Figure 2.
  • the turbine 6 BP said main turbine here drives the main fan 8 faired.
  • the main blower 8 comprises a rotor supported by the LP turbine shaft with vanes at the periphery of the rotor.
  • the main blower 8 compresses the air entering the propulsion assembly 1 which is divided into a primary flow circulating in a primary channel which passes through the gas generator 30 and a main secondary flow flowing in a secondary channel around the gas generator 30.
  • the secondary channel is formed by the housing 51 C and a housing housing the gas generator 30.
  • the secondary channel downstream of the main blower 8 is, according to this embodiment, short.
  • the secondary flow FS8 of the main blower and the primary flow FP, the latter forming the gases produced by the combustion chamber, are separated, the two flows are ejected into the atmosphere by separate, concentric ejection nozzles, not shown. .
  • the turbojet engine 40 could, however, be of mixed flow, the two streams being mixed upstream of the gas ejection nozzle.
  • a free power turbine 7 called auxiliary turbine is also mounted downstream of the turbine 6 BP.
  • the free power turbine 7 is rotated by the gases of the primary flow of the gas generator 30 independently of the BP and HP bodies.
  • This free power turbine 7 is integral with a power shaft 13 coaxial with the longitudinal axis XX and drives it in rotation.
  • the propulsion assembly 1 comprises, according to the invention, a helix. According to the embodiment shown, it is another auxiliary fan 9 which is mounted along an axis XY offset with respect to the longitudinal axis XX. We understand by the term “offset” or “offset” that the XX and XY axes are not coaxial.
  • the auxiliary blower 9 has an auxiliary fan casing 91 as can be seen in FIG. 2. In the present embodiment, the XY axis of the auxiliary blower 9 is parallel to that of the gas generator 30.
  • the auxiliary turbine here power free turbine with reference to Figure 2, leads the auxiliary fan 9 faired.
  • This auxiliary blower 9 generates an auxiliary secondary flow FS9 which circulates in the housing 91 as represented by the arrows in FIG. 2.
  • This auxiliary secondary flow FS9 is ejected into the atmosphere by an ejection nozzle downstream of the crankcase. 91.
  • the casing 91 of the auxiliary blower 9 is independent and distinct from the casing 51 C of the casing of the auxiliary blower.
  • the rotor of the fan is rotated by an intermediate shaft 10.
  • This is, in this example, made in two parts. A lower part 10i and an upper part 10s. The two parts are connected to each other by a suitable coupling 10a.
  • This coupling allows easy disassembly of the two parts of the intermediate shaft. It also ensures the transmission of motion in the event of non-alignment resulting from deformations in the structure likely to occur in flight.
  • the rotor can be driven by an intermediate shaft 10 in one part.
  • the upper part 10s of the intermediate shaft 1 0 is rotated via the output shaft 13 of the free power turbine 7 through a first power transmission system 1 January.
  • this first power transmission system 1 1 comprises a conical gearing gear 1 1 meshing with the drive shaft 92a of the fan 9.
  • the lower part 10i cooperates with a second power transmission system 12.
  • the second power transmission system 12 comprises a conical gear 12ic meshing with the shaft 13 of the free power turbine.
  • the lower part 10i of the intermediate shaft 10 is rotated by the shaft 13.
  • Conical gear meshes make it possible to simplify the integration of the various modules.
  • the internal angle gearbox to the fan auxiliary allows to realize speed transformations between input shafts and output shafts with a multiplication ratio between 0.5 and 1 .5.
  • the turbomachine formed by the turbojet engine 40 provides a portion of the thrust on the aircraft by the entire primary and secondary flow that is produced.
  • the main secondary flow FS8 is generated by the main blower 8 and the auxiliary secondary flow FS9 is generated by the auxiliary blower 9. It is understood that the flow of all the blowers, main and auxiliary, form the secondary flow.
  • the dilution ratio is here the ratio of the secondary flow (main secondary flow and auxiliary secondary flow) passing through the blowers on the primary flow passing through the gas generator.
  • the free power turbine 7 rotates the rotor of the fan 9 via the intermediate shaft 10 and the first and second power transmission systems 11, 12.
  • This propulsion assembly 1 is shown mounted on the wing 20 of an aircraft with the auxiliary blower 9 above the wing 20 and the main blower 8 below the wing 20.
  • the assembly comprises a suspended turbojet engine to a pylon under the wing forward with respect to the leading edge of the wing.
  • the auxiliary blower 9 is mounted on the wing by means of a pylon 21 or any other equivalent structure forming the support of the fan on the wing 20.
  • the auxiliary blower 9 can be detached above the wing or be flush with the wing according to the desired aerodynamic conditions. According to this representation, the plane of rotation of the auxiliary blower 9 is upstream of the leading edge of the flange 20.
  • the center of gravity CG of the propulsion unit is shifted downstream because the auxiliary blower 9 offset is downstream relative to the main blower 8.
  • This provision is favorable in terms of stability in flight.
  • the axes of the turbojet engine 40 and the auxiliary fan 9 are advantageously in the same vertical plane which is favorable from the point of view of stability in flight because the thrust forces are in the same vertical plane. It is observed by this means that the dilution ratio is increased relative to that of the turbojet engine but without the ground clearance being impacted.
  • the drive assembly comprises thrust reversing means.
  • These thrust reversal means comprise thrust reversing doors as shown in FIG. 11.
  • the thrust reversal doors are arranged here in five sectors on the turbojet engine without there being a risk of interference of the reverse flows with a surface of the aircraft. In FIG. 11, in it or i2, the two sectors are lateral and make it possible to generate inverted flows, free of interference with the fuselage, the wing 20 or the ground.
  • the first power transmission system 1 1 further comprises a link comprising a first and a second constant velocity joint type joints connected by a slide connection.
  • the first seal is connected to the intermediate shaft while the second seal is connected to the fan rotor.
  • the seal (s) may be a Rzeppa seal.
  • a seal comprises a drive shaft and a driven shaft; a bowl is secured to one axis and a nut is integral with the other axis with the interposition of balls. The arrangement between these elements is made so as to allow a drive of the driven axis at the same speed of rotation as the input axis while admitting an angular misalignment between them.
  • the seal or joints may be a sliding VL seal known per se.
  • This seal comprises a drive shaft and a driven shaft. Balls retained in a cage are movable inside cross grooves, respectively outer and inner. The grooves allow axial displacement of one axis relative to the other while ensuring the transmission of torque.
  • the second seal can also be a Rzeppa seal. The connection between the two joints then being sliding, for example by means of sliding splines.
  • the connecting shaft between the main blower and the auxiliary blower module can be inclined at an angle of between -45 ° and + 45 ° with respect to the axes of the driving and receiving members. This configuration allows to play on the axial position of the auxiliary blower module relative to the main blower and the gas generator.
  • the first power transmission system 11 may comprise a differential gear system.
  • the first power transmission system 1 1 may comprise a speed reducer.
  • the auxiliary blower 9 is driven by its fan shaft which is itself driven through a speed reducer supported by the shaft 10.
  • the gearbox is preferably epicyclic gear with a sun gear, a ring gear and satellites.
  • the satellites are supported by a fixed frame, attached to the casing of the propulsion unit.
  • the wheels forming the satellites meshing, on the one hand on the teeth of the sun gear and on the other hand on the teeth of the crown.
  • the sun gear meshes with the set of satellites, the number of which depends on the size of the gearbox, the gear ratio and the input torque.
  • These satellites are, according to one embodiment, double helical helical gears.
  • restores the degree of freedom in axial translation between each component For example, it is possible for this purpose to use a guide of the satellites by plain bearings without axial stop and a fan / crown rotor connection made using a spline which is not locked axially and therefore slippery on the axis of the blower.
  • satellites are according to another embodiment with straight teeth.
  • the degree of freedom in axial translation is maintained between planet / satellites and satellites / crown.
  • the shaft element of the fan 9 is engaged, at the input of the gearbox, with the sun gear and, at the output, the fan shaft is driven by the ring of which it is integral.
  • the shafts arranged along the axis XY, supported by sets of ball or roller bearings with the fixed structure of the propulsion unit, are here coaxial in the direction XY which is parallel and offset with respect to the direction XY of the tree 13.
  • the reducer may be a planar or spherical reducer.
  • the propulsion assembly comprises a gas generator 30.
  • the latter comprises a BP body and an HP body rotatably mounted along the longitudinal axis XX independently.
  • the BP body comprises a LP compressor and a LP turbine connected by a low pressure shaft. Between these are arranged an HP compressor and an HP turbine forming the HP body.
  • This is a double-body gas turbine engine.
  • a main blower 8 is mounted in upstream of the compressor 2 BP, or the gas generator, along the axis XX.
  • An auxiliary blower 9 is also arranged along an axis XY offset with respect to the longitudinal axis XX.
  • the auxiliary blower 9 is driven by the power shaft of the free power turbine 7 via a first power transmission system 1 1 disposed between the main blower and the auxiliary blower 9.
  • the first power transmission system 1 1 and the auxiliary blower 9 form a fan module.
  • the main blower 8 is also driven by the turbine 6 by means of a second power transmission system 12.
  • the first power transmission system 11 and the second power transmission system 12 are similar to those described in the first embodiment illustrated in FIG.
  • the first and second transmission systems 1 1, 12 make it possible to make a return of angle and possibly to reduce the speed or to realize a distribution of couples on several outlets.
  • These first and second power transmission systems are arranged upstream of a plane perpendicular to the axis XX and upstream of the gas generator.
  • the auxiliary blower is disposed upstream of this plane as well.
  • the air inlets of the main and auxiliary fans are arranged substantially in the same plane perpendicular to the axis XX.
  • the main blower 8 is disposed upstream of the gas generator 30.
  • the second power transmission system 12 is disposed downstream of the free power turbine 7 and is connected to the auxiliary blower 9 offset along the axis XY relative to the longitudinal axis XX.
  • the second power transmission system 12 is mechanically connected to the first power transmission system 11.
  • These first and second power transmission systems are arranged downstream of a plane perpendicular to the axis XX and downstream of the gas generator 30, in particular, the free power turbine 7.
  • the air inlets of the blowers main and auxiliary are axially offset.
  • Figure 5 is shown another embodiment of a set of propulsion. In this figure, identical elements to those of Figures 1 and 2 are designated by the same reference numerals.
  • the propulsion assembly comprises a BP body and an HP body rotatably mounted along the longitudinal axis XX independently.
  • the BP body comprises a compressor 2 BP and a turbine 6 BP connected by a low pressure shaft. Between these are arranged a 3 HP compressor and a 5 HP turbine forming the HP body.
  • the HP and BP bodies form the gas generator 30. This is a dual-body gas turbine engine. Upstream of the gas generator is arranged a main blower 8 which comprises a blower rotor integral with the BP shaft of the compressor BP 2. The main blower 8 and the compressor 2 LP are rotated by the turbine 6 BP said main turbine .
  • An auxiliary blower 9 is also arranged along an axis XY offset with respect to the longitudinal axis XX of the gas generator.
  • the auxiliary blower 9 is driven by the LP shaft of the LP turbine via the first transmission system January 1.
  • the intermediate shaft 10 mechanically connects the first power transmission system 1 1 and the second power transmission system 12.
  • the first and / or second power transmission system (s) is / are similar to the one (s) presented in the first embodiment.
  • the first and second transmission systems 1 1, 12 make it possible to make a return of angle and possibly to reduce the speed or to realize a distribution of couples on several outlets.
  • These first and second power transmission systems are arranged upstream of a plane perpendicular to the axis XX and upstream of the gas generator.
  • the auxiliary blower is disposed upstream of this plane as well.
  • the air inlets of the main and auxiliary fans are arranged substantially in the same plane perpendicular to the axis XX.
  • the main fan rotor 8 is disposed upstream of the gas generator 30, in particular the compressor 2 BP.
  • the rotor of the fan 8 is integral with the compressor shaft 2 BP and is driven directly by the LP turbine.
  • An auxiliary blower 9 is disposed along an axis XY offset from the longitudinal axis XX of the gas generator 30.
  • the second power transmission system 12 is arranged downstream of the LP turbine. It is mechanically connected to the first power transmission system 1 1 via the intermediate shaft
  • first and second power transmission systems are arranged downstream of a plane perpendicular to the axis XX and downstream of the gas generator 30, in particular, the free power turbine 7.
  • the inputs air blower main and auxiliary are axially offset.
  • the propulsion unit 1 comprises an HP body and a BP body forming the gas generator 30 along the longitudinal axis XX.
  • a free power turbine 7 is also arranged along the axis XX and downstream of the LP turbine.
  • the free power turbine 7 is rotated by the gases of the gas generator independently of the BP and HP bodies.
  • Three blowers are arranged upstream of the compressor of the gas generator.
  • the propulsion unit 1 comprises a main blower 8 mounted upstream of the gas generator and driven by the turbine 6 along the axis XX.
  • the auxiliary blowers 9, 9' are each mounted respectively along an axis XY and XY 'offset with respect to the longitudinal axis XX.
  • the air inlets of the main and auxiliary blowers are arranged substantially in the same plane perpendicular to the axis XX.
  • the auxiliary blowers 9, 9 ' are rotated by the free power turbine 7.
  • Each auxiliary blower rotor 9, 9' is mechanically connected to a first power transmission system
  • the main fan rotor 8 is mechanically connected to the second power transmission system 12 arranged upstream of the LP compressor 2.
  • First and second radial intermediate shafts respectively connect the first power transmission systems 1 1, 1 1 'to the second power transmission system 12.
  • the first and / or the second power transmission system are similar to those presented in the first embodiment.
  • the first and second transmission systems 1 1, 1 2 make it possible to make a return angle and possibly to reduce the speed or to achieve a distribution of couples on several outputs.
  • the first and second power transmission systems are arranged upstream of a plane perpendicular to the axis XX and upstream of the gas generator.
  • the auxiliary blowers are disposed upstream of this plane as well.
  • the propulsion assembly also comprises three blowers.
  • the main blower is arranged upstream of the gas generator and is rotated by the turbine 6 along the longitudinal axis XX.
  • the air inlets of the main and auxiliary blowers are axially offset.
  • the air inlets of the auxiliary blowers are substantially in the same plane.
  • the second power transmission system 12 is arranged downstream of the free power turbine 7.
  • the first power transmission systems 1 1, 1 1 'of the remote auxiliary blowers 9, 9' are mechanically connected to the second power transmission system 12 via intermediate shafts 10, 10 '.
  • the first and second power transmission systems are arranged downstream of a plane perpendicular to the axis XX and downstream of the gas generator 30, in particular, the free power turbine 7.
  • Figure 9 is shown another embodiment of a propulsion assembly.
  • the set includes an HP body and a body BP forming a gas generator 30.
  • the LP turbine is an auxiliary turbine with respect to the HP turbine.
  • the rotor of the main blower 8 is integral with the BP shaft of the LP compressor and is driven by the LP turbine.
  • the second power transmission system 12 is mounted upstream of the LP compressor and is connected to two remote auxiliary blowers 9, 9 '.
  • each auxiliary blower 9, 9 ' is connected to a first power transmission system 1 1, 1 1' themselves connected to the second power transmission system 12 via intermediate shafts 10, 10 '.
  • Auxiliary blowers are driven by the LP turbine.
  • the first and / or the second power transmission system are similar to those presented in the first embodiment.
  • the first and second transmission systems 1 1, 1 2 make it possible to make a return angle and possibly to reduce the speed or to achieve a distribution of couples on several outputs.
  • the first and second power transmission systems are arranged upstream of a plane perpendicular to the axis XX and upstream of the gas generator.
  • the auxiliary blowers are disposed upstream of this plane as well.
  • the main fan rotor is disposed upstream of the gas generator 30.
  • the second power transmission system 12 is arranged downstream of the LP turbine. This is mechanically connected to two auxiliary blowers 9, 9 'mounted on an axis offset from the axis XX of the gas generator 30 via first power transmission systems 1 1, 1 1'.
  • turbomachine could be a propeller with a propeller instead of the blower 8 or the blower 9 can be replaced by a propeller.
  • the turbine engine can be arranged on the wing while the fan 9 is under the wing.
  • the turbine engine can be arranged on the wing while the fan 9 is under the wing.
  • auxiliary blower and the main blower may be arranged in a horizontal plane rather than a vertical plane.

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Abstract

La présente invention porte sur un ensemble de propulsion d'un aéronef comprenant au moins une turbine principale (5) montée suivant un axe longitudinal (XX), au moins une soufflante principale (8) disposée en amont de la turbine principale (5) suivant l'axe longitudinal (XX) et entraînée en rotation par ladite turbine principale, ladite soufflante principale (8) étant carénée par un carter (51 C) principal de soufflante, au moins une turbine auxiliaire (7) montée suivant l'axe longitudinal (XX), la turbine auxiliaire étant indépendante de la turbine principale, au moins une soufflante auxiliaire (9, 9') d'axe (XY, XV) décalé par rapport à l'axe longitudinal (XX) et entraînée par la turbine auxiliaire, la soufflante auxiliaire (9, 9') étant carénée par un carter (91 ) auxiliaire de soufflante, le carter (51 C) principal étant séparé et distinct du carter (91 ) auxiliaire de manière à générer respectivement un flux secondaire principal et un flux secondaire auxiliaire indépendants jusqu'à leurs éjections dans l'atmosphère.

Description

Ensemble de propulsion d'un aéronef équipé d'une soufflante principale et d'au moins une soufflante déportée
Domaine de l'invention
La présente invention concerne le domaine aéronautique et porte sur un ensemble de propulsion comportant au moins deux soufflantes entraînées par un même générateur de gaz. Elle vise en particulier, une soufflante disposée suivant le générateur de gaz et au moins une soufflante déportée par rapport à l'axe du générateur de gaz.
Etat de l'art
Le présent déposant a entrepris des travaux portant sur une architecture d'ensemble de propulsion à au moins deux soufflantes distribuées. Ceux-ci ont pour objectifs de rechercher une optimisation du rendement propulsif grâce à un fort taux de dilution c'est à dire le rapport du flux secondaire traversant la ou les soufflantes sur le flux d'air primaire traversant le corps central avec la chambre de combustion et les turbines, tout en conservant une garde au sol acceptable et des soufflantes de taille réduite ayant un régime différent de celui de la turbine. Un exemple d'ensemble de propulsion avec des soufflantes déportées est connu des document EP 2 574 546 et GB 2 400 41 1 .
Dans le cas des turboréacteurs conventionnels avec une turbine liée directement à la soufflante, les taux de dilution sont limités par la vitesse périphérique en tête des aubes de soufflante. Les architectures à soufflante entraînée par l'intermédiaire d'un réducteur de vitesse - ou UHBR (ultra high bypass ratio) - taux de dilution très élevé - répondent partiellement à ce problème en optimisant l'efficacité de la turbine à un régime de soufflante modéré.
Une des solutions pour continuer à augmenter le taux de dilution sans compromettre les règles établies en terme d'intégration est de distribuer la propulsion sur divers modules de soufflantes de dimensions plus restreintes. Un schéma de principe d'un tel ensemble 1 est représenté sur la figure 1 . Un générateur de gaz 3, comprend de façon classique un ensemble de compression alimentant en air une chambre de combustion annulaire ; les gaz issus de la chambre entraînent une ou plusieurs turbines reliées mécaniquement au compresseur et ici une turbine de puissance 5. Cette dernière est solidaire d'un arbre de puissance 6 coaxial au générateur de gaz 3. Cet arbre de puissance 6 entraîne par le biais d'un système de transmission approprié deux arbres radiaux intermédiaires entraînant chacun un arbre de soufflante 9, 9' déporté, c'est-à-dire d'axe décalé par rapport à l'axe du générateur de gaz. Les arbres des soufflantes 9 et 9' entraînent chacun une soufflante 10, 10' d'axe déporté à celui du moteur. Un tel agencement permet d'atteindre les objectifs visés ci-dessus.
Toutefois, la réalisation d'un système de transmission de ce type est complexe. Le jet du générateur de gaz « cisaille » directement l'air à température ambiante et génère un fort bruit caractéristique des avions de chasse à faible taux de dilution ou mono flux. A cela s'ajoute le fait que le générateur de gaz est très exposé aux ingestions de corps étrangers contrairement au cas d'une architecture classique où celui-ci est protégé par une soufflante.
La présente invention a pour objectif de remédier à ce problème.
En particulier elle a pour objectif un agencement qui permet de conserver une architecture connue tout en augmentant le taux de dilution.
Exposé de l'invention
On parvient à réaliser cet objectif avec un ensemble de propulsion d'un aéronef comprenant :
au moins une turbine principale montée suivant un axe longitudinal ; au moins une soufflante principale disposée en amont de la turbine principale suivant l'axe longitudinal et entraînée en rotation par ladite turbine principale, ladite soufflante principale étant carénée par un carter principal de soufflante;
au moins une turbine auxiliaire montée suivant l'axe longitudinal, la turbine auxiliaire étant indépendante de la turbine principale ; et au moins une soufflante auxiliaire d'axe décalé par rapport à l'axe longitudinal et entraînée par la turbine auxiliaire, la soufflante auxiliaire étant carénée par un carter auxiliaire de soufflante, le carter principal étant séparé et distinct du carter auxiliaire de manière à générer respectivement un flux secondaire principal et un flux secondaire auxiliaire indépendant jusqu'à leurs éjections dans l'atmosphère.
Ainsi, cette configuration permet de simplifier la conception d'un ensemble à propulsion en conservant une architecture connue sur laquelle au moins un module de soufflante additionnel est intégré. En particulier, en ayant une turbine dédiée à chaque soufflante et des flux de soufflantes indépendants, le rendement aérodynamique de chaque turbine et de chaque soufflante est optimisé de manière indépendante ce qui implique un meilleur rendement global pour l'ensemble de propulsion.
L'ensemble selon l'invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
l'ensemble de propulsion comprend au moins une turbomachine et une hélice.
l'hélice comprend la soufflante auxiliaire.
la soufflante principale et le générateur de gaz forment une turbomachine.
la turbine auxiliaire comprend une turbine libre de puissance entraînée par le générateur de gaz et entraînant en rotation la soufflante auxiliaire.
l'ensemble de propulsion comprend deux soufflantes auxiliaires entraînées par la turbine auxiliaire.
les soufflantes auxiliaires sont entraînées respectivement par une turbine auxiliaire.
l'ensemble de propulsion comprend un premier système de transmission de puissance relié à la soufflante auxiliaire et un deuxième système de transmission de puissance relié au premier système de transmission de puissance, le deuxième système de transmission de puissance étant agencé :
o en aval de la turbine auxiliaire entre la turbine auxiliaire et la soufflante auxiliaire, ou
o en amont de la turbine auxiliaire entre la soufflante auxiliaire et la soufflante principale,
le premier et/ou le deuxième système(s) de transmission de puissance compren(nent)d un système d'engrenages différentiel,
le système d'engrenage différentiel comprenant un carter, un arbre axial d'entrée, un porte-satellites entraîné par l'arbre d'entrée, des pignons satellites montés sur le porte-satellites, au moins un pignon de renvoi supporté par le carter et des arbres radiaux perpendiculaires chacun à l'arbre axial d'entrée, les arbres radiaux étant solidaires des pignons planétaires, le porte-satellites et l'arbre d'entrée étant coaxiaux, le porte-satellites formant un moyeu sur lequel les axes de rotation des satellites sont disposés radialement.
le premier et/ou le deuxième système(s) de transmission de puissance comprend un réducteur de vitesse.
le réducteur de vitesse est un mécanisme épicycloïdal.
le premier et/ou le deuxième système(s) de transmission de puissance compren(nent)d en série deux joints homocinétiques avec une liaison à glissière.
le premier et/ou le deuxième système(s) de transmission de puissance est localisé dans une zone de moteur non contrainte thermiquement, notamment en amont du générateur de gaz.
le premier et/ou le deuxième système(s) de transmission de puissance est/sont localisé(s) en aval de la turbine.
la turbomachine est fixée sous l'aile et la soufflante auxiliaire est fixée sur l'aile, l'axe de la turbomachine et de la soufflante étant situés dans un même plan vertical.
la turbomachine est un turboréacteur à multi flux ou un turbopropulseur. la turbomachine et la soufflante auxiliaire sont montées sur l'aile par l'intermédiaire de pylône.
la turbomachine est fixée sous l'aile.
la soufflante auxiliaire est fixée sur l'aile.
la turbomachine et/ou la soufflante auxiliaire est/sont équipé(es) de moyens d'inversion de poussée.
au moins la turbomachine ou la soufflante auxiliaire qui est montée sur l'aile comprend des moyens d'inversion de poussée aptes à dévier le flux d'air qui la traverse au moins vers le haut et/ou latéralement, au moins la soufflante auxiliaire ou la turbomachine qui est fixée sous l'aile comprend des moyens d'inversion de poussée aptes à dévier le flux d'air qui la traverse au moins en partie latéralement.
L'invention concerne également un ensemble de propulsion d'un aéronef comprenant :
au moins une turbine principale montée suivant un axe longitudinal ; au moins une soufflante principale disposée suivant l'axe longitudinal et entraînée en rotation par ladite turbine principale;
au moins une turbine auxiliaire montée suivant l'axe longitudinal, la turbine auxiliaire étant indépendante de la turbine principale ; et au moins une soufflante auxiliaire d'axe décalé par rapport à l'axe longitudinal et entraînée par la turbine auxiliaire.
L'invention porte également sur un ensemble de propulsion d'un aéronef comprenant :
au moins une turbine montée suivant un axe longitudinal;
au moins une soufflante principale disposée suivant l'axe longitudinal et entraînée en rotation par ladite turbine;
au moins une turbine auxiliaire montée suivant l'axe longitudinal;
au moins une soufflante auxiliaire d'axe décalé par rapport à l'axe longitudinal et entraînée par la turbine auxiliaire, la soufflante auxiliaire étant reliée à un premier système de transmission de puissance ; et un deuxième système de transmission de puissance relié au premier système de transmission de puissance, le deuxième système de transmission de puissance étant agencé :
o en aval de la turbine auxiliaire entre la turbine auxiliaire et la soufflante auxiliaire,
o ou en amont de la turbine auxiliaire entre la soufflante auxiliaire et la soufflante principale.
Lorsque le deuxième système de transmission de puissance est agencé en aval de la turbine d'entraînement de la soufflante principale, et, lorsque l'entraînement des soufflantes principale et auxiliaire(s) est réalisé par des turbines différentes et indépendantes, celles-ci sont déchargées en couple. Lorsque ce deuxième système de transmission de puissance est agencé en amont du générateur de gaz cela permet de faciliter son intégration car il s'agit d'une zone où les contraintes liées à la thermique (température de fonctionnement, dilatation des pièces, ...) sont bien moins fortes.
L'invention concerne également un aéronef comportant un fuselage, deux ailes de part et d'autre du fuselage, au moins deux ensembles de propulsion, chacun fixé à une des ailes, les ensembles de propulsion comprenant au moins un turbomoteur et une hélice, l'un des deux étant fixé sous l'aile, l'autre fixé sur l'aile, en particulier les axes du turbomoteur et de l'hélice étant situés dans un même plan vertical.
L'invention concerne également un aéronef comprenant :
- une voilure comportant un premier longeron amont et un deuxième longeron aval s'étendant suivant une direction d'envergure de ladite voilure ; et,
- au moins un ensemble de propulsion supporté par la voilure, l'ensemble de propulsion comprenant un turbomoteur et une hélice, l'hélice comprenant un carter annulaire extérieur fixé au moins au premier longeron amont via au moins une première et une seconde attache.
Présentation des figures
D'autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui suit de modes réalisation de l'invention non limitatifs en référence aux dessins annexés sur lesquels
La figure 1 est une représentation schématique d'une architecture d'ensemble de propulsion d'aéronef selon l'art antérieur ;
La figure 2 représente de manière schématique un premier mode de réalisation de l'agencement d'un module de soufflante auxiliaire entraîné par une turbine auxiliaire ;
La figure 3 représente de manière schématique un deuxième mode de réalisation de l'agencement d'un module de soufflante auxiliaire dans une architecture standard ;
La figure 4 montre une représentation schématique d'une variante du premier mode de réalisation selon la figure 3 ;
La figure 5 montre une représentation schématique de l'agencement du module de soufflante auxiliaire suivant un autre mode de réalisation de l'invention ;
La figure 6 illustre de manière schématique une variante du mode de réalisation selon la figure 5 ;
La figure 7 illustre suivant une représentation schématique un autre mode de réalisation dans lequel il est agencé deux modules de soufflantes auxiliaires déportés par rapport à un générateur de gaz en amont duquel est installée une soufflante principale ;
La figure 8 illustre de manière schématique une variante du mode de réalisation selon la figure 7 ;
La figure 9 est une vue schématique d'un autre mode de réalisation de l'invention dans lequel deux modules de soufflantes sont déportés par rapport à l'axe d'un générateur de gaz double corps en amont duquel est installée une soufflante principale ; La figure 10 est une variante du mode de réalisation illustré sur la figure 9 ; et,
La figure 1 1 représente un schéma d'un montage de l'ensemble de propulsion de la figure 2 vu de face.
Description détaillée d'un mode de réalisation de l'invention
Sur la figure 2 est représenté un ensemble 1 de propulsion d'un aéronef selon un premier mode de réalisation. Dans cet exemple, l'ensemble 1 de propulsion est représenté monté sur la voilure 20 ou aile d'un aéronef. L'aéronef comporte au moins deux tels ensembles de propulsion, un sur chaque aile 20. Cet ensemble 1 de propulsion comporte ici un turboréacteur 40 comprenant un générateur de gaz 30 d'axe longitudinal XX. Bien entendu, l'invention peut s'appliquer à d'autres types de turbomachine. Le générateur de gaz 30, suivant l'axe longitudinal XX et de l'amont vers l'aval, un compresseur 2 basse pression (BP), un compresseur 3 haute pression (HP), une chambre de combustion 4, une turbine 5 haute pression (HP) et un turbine 6 basse pression (BP). Dans la présente invention, et de manière générale, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport à la circulation des gaz dans l'ensemble de propulsion ou encore par rapport au sens de déplacement de l'aéronef en vol. Le compresseur BP et la turbine BP sont reliés par un arbre BP pour former un corps basse pression. Le compresseur HP et la turbine HP sont reliés mécaniquement par un arbre haute pression pour former un corps haute pression. Les corps HP et BP forment le générateur de gaz 30 qui est ici un moteur à turbine à gaz à double corps. Les corps BP et HP sont coaxiaux et sont montés rotatifs de manière indépendante. La chambre de combustion 4 est alimentée par l'air comprimé issu des compresseurs 2 et 3 en série. Les gaz produits dans la chambre de combustion 4 mettent en mouvement successivement la turbine 5 HP et 6 BP qui entraînent respectivement les deux compresseurs, 2 HP et 3 BP.
Le turboréacteur 40 comprend une soufflante 8 dite principale en amont du générateur de gaz 30. La soufflante principale 8 est carénée par un carter 51 C principal de soufflante illustré plus précisément sur la figure 2. La turbine 6 BP dite turbine principale ici entraîne la soufflante principale 8 carénée. La soufflante principale 8 comprend un rotor supporté par l'arbre de la turbine BP avec des aubes en périphérie du rotor.
La soufflante principale 8 comprime l'air entrant dans l'ensemble de propulsion 1 qui se divise en un flux primaire circulant dans un canal primaire lequel traverse le générateur de gaz 30 et un flux secondaire principal circulant dans un canal secondaire autour du générateur de gaz 30. Le canal secondaire est formé par le carter 51 C et un carter logeant le générateur de gaz 30.
Le canal secondaire en aval de la soufflante principale 8 est, selon ce mode de réalisation, court. Le flux secondaire FS8 de la soufflante principale et le flux primaire FP, ce dernier formant les gaz produits par la chambre de combustion, sont séparés, les deux flux sont éjectés dans l'atmosphère par des tuyères d'éjection distinctes, concentriques, non représentées. Le turboréacteur 40 pourrait cependant être à flux mélangés, les deux flux étant mélangés en amont de la tuyère d'éjection des gaz.
Une turbine libre de puissance 7 dite turbine auxiliaire est également montée en aval de la turbine 6 BP. La turbine libre de puissance 7 est entraînée en rotation par les gaz du flux primaire du générateur de gaz 30 de manière indépendante des corps BP et HP. Cette turbine libre de puissance 7 est solidaire d'un arbre de puissance 13 coaxial à l'axe longitudinal XX et entraîne celui-ci en rotation.
L'ensemble 1 de propulsion comprend, selon l'invention, une hélice. Selon le mode de réalisation représenté, il s'agit d'une autre soufflante 9 dite auxiliaire qui est montée suivant un axe XY décalé par rapport à l'axe longitudinal XX. Nous comprenons par le terme « décalé » ou « déporté » que les axes XX et XY ne sont pas coaxiaux. La soufflante auxiliaire 9 présente un carter 91 auxiliaire de soufflante comme cela est visible sur la figure 2. Dans le présent mode de réalisation, l'axe XY de la soufflante auxiliaire 9 est parallèle à celui du générateur de gaz 30. La turbine auxiliaire, ici turbine libre de puissance en référence à la figure 2, entraîne la soufflante auxiliaire 9 carénée. Cette soufflante auxiliaire 9 génère un flux secondaire FS9 dit auxiliaire qui circule dans le carter 91 comme cela est représenté par les flèches sur la figure 2. Ce flux secondaire FS9 auxiliaire est éjecté dans l'atmosphère par une tuyère d'éjection en aval du carter 91 . Le carter 91 de la soufflante auxiliaire 9 est indépendant et distinct du carter 51 C du carter de la soufflante auxiliaire. Nous comprenons ainsi que les flux secondaires principal et auxiliaire FS8, FS9 sont indépendants jusqu'à leur éjection dans l'atmosphère. Cela permet d'optimiser le rendement aérodynamique de chaque turbine et de chaque soufflante indépendamment. Le rendement global de l'ensemble de propulsion est ainsi amélioré.
En particulier, le rotor de la soufflante est entraîné en rotation par un arbre intermédiaire 10. Celui-ci est, dans cet exemple, réalisé en deux parties. Une partie inférieure 10i et une partie supérieure 10s. Les deux parties sont reliées l'une à l'autre par un accouplement 10a approprié. Cet accouplement permet le démontage aisé des deux parties de l'arbre intermédiaire. Il permet aussi d'assurer la transmission de mouvement en cas de non alignement résultant de déformations dans la structure susceptibles de survenir en vol. Bien entendu, le rotor peut être entraîné par un arbre intermédiaire 10 en une seule partie.
La partie supérieure 10s de l'arbre intermédiaire 1 0 est entraînée en rotation via l'arbre 13 de sortie de la turbine libre de puissance 7 au travers d'un premier système de transmission de puissance 1 1 . Avantageusement, mais non limitativement, ce premier système de transmission de puissance 1 1 comprend un engrenage de renvoi conique 1 1 se engrenant avec l'arbre 92a d'entraînement de la soufflante 9. A l'autre extrémité, la partie inférieure 10i coopère avec un deuxième système de transmission de puissance 12. Avantageusement, mais non limitativement, le deuxième système de transmission de puissance 12 comprend un engrenage conique 12ic engrenant avec l'arbre 13 de la turbine libre de puissance. La partie inférieure 10i de l'arbre intermédiaire 10 est entraînée en rotation par l'arbre 13. Des engrènements de roues coniques permettent de simplifier l'intégration des différents modules. Le renvoi d'angle interne à la soufflante auxiliaire permet de réaliser des transformations de vitesse entre arbres d'entrée et arbres de sortie avec un rapport de multiplication compris entre 0.5 et 1 .5.
La turbomachine formée par le turboréacteur 40 fournit une partie de la poussée sur l'aéronef par l'ensemble du flux primaire et secondaire qui est produit. Le flux secondaire FS8 principal est généré par la soufflante principale 8 et le flux secondaire FS9 auxiliaire est généré par la soufflante 9 auxiliaire. Il est entendu que le flux des toutes les soufflantes, principale et auxiliaire, forment le flux secondaire. Le taux de dilution est ici le rapport du flux secondaire (flux secondaire principal et flux secondaire auxiliaire) traversant les soufflantes sur le flux primaire traversant le générateur de gaz. La turbine libre de puissance 7 entraîne en rotation le rotor de la soufflante 9 via l'arbre intermédiaire 10 et les premier et deuxième systèmes de transmission de puissance 1 1 , 12.
Cet ensemble de propulsion 1 est représenté monté sur la voilure 20 d'un aéronef avec la soufflante auxiliaire 9 au-dessus de l'aile 20 et la soufflante principale 8 en-dessous de l'aile 20. L'ensemble comprend un turboréacteur suspendu à un pylône sous l'aile en avant par rapport au bord d'attaque de l'aile. Bien entendu, la soufflante auxiliaire 9 est montée sur l'aile par l'intermédiaire d'un pylône 21 ou de toute autre structure équivalente formant support de la soufflante sur l'aile 20. La soufflante auxiliaire 9 peut se détacher au-dessus de l'aile ou bien être au ras de l'aile selon les conditions aérodynamiques recherchées. Selon cette représentation, le plan de rotation de la soufflante auxiliaire 9 est en amont du bord d'attaque de l'aile 20.
Par rapport à un agencement de l'art antérieur où la soufflante auxiliaire déportée serait au même niveau axial que la soufflante principale 8 du turboréacteur 40, le centre de gravité CG de l'ensemble de propulsion est décalé vers l'aval car la soufflante auxiliaire 9 déportée est en aval par rapport à la soufflante principale 8. Cette disposition est favorable en termes de stabilité en vol. Les axes du turboréacteur 40 et de la soufflante auxiliaire 9 sont avantageusement dans le même plan vertical ce qui est favorable du point de vue de la stabilité en vol car les forces de poussée sont dans le même plan vertical. Il est observé par ce moyen que le taux de dilution est augmenté par rapport à celui du turboréacteur mais sans que la garde au sol ne soit impactée.
Un autre avantage de la solution est que l'ensemble de propulsion comprend des moyens d'inversion de poussée. Ces moyens d'inversion de poussée comprennent des portes d'inversion de poussée telles que représentées sur la figure 1 1 . Les portes d'inversion de poussée sont aménagées ici en cinq secteurs sur le turboréacteur sans qu'il y ait un risque d'interférence des flux inversés avec une surface de l'aéronef. Sur la figure 1 1 , en il ou i2, les deux secteurs sont latéraux et permettent de générer des flux inversés, libres d'interférence avec le fuselage, l'aile 20 ou encore le sol.
Il est encore possible d'aménager les portes d'inversion de poussée sur la soufflante auxiliaire 9. Ici, en référence à la figure 1 1 , trois orientations sont possibles : deux latérales, i3 et i4, et une, i5, vers le haut.
Suivant une variante de réalisation non illustrée, le premier système de transmission de puissance 1 1 comprend en outre une liaison comportant un premier et un deuxième joints homocinétiques de type rotule à doigt reliés par une liaison à glissière. Le premier joint est relié à l'arbre intermédiaire tandis que le deuxième joint est relié au rotor de soufflante. Cette combinaison permet de rattraper les déplacements angulaires entre les déplacements axiaux et radiaux de l'arbre intermédiaire.
Avantageusement, mais non limitativement, le ou les joints peuvent être un joint Rzeppa. Un tel joint comprend un axe d'entraînement et un axe entraîné ; un bol est solidaire d'un axe et une noix est solidaire de l'autre axe avec interposition de billes. L'agencement entre ces éléments est réalisé de façon à permettre un entraînement de l'axe entraîné à la même vitesse de rotation que l'axe d'entrée tout en admettant un désalignement angulaire entre eux. Avantageusement, mais non limitativement, le ou les joints peuvent être un joint VL coulissant connu en soi. Ce joint comprend un axe d'entraînement et un axe entraîné. Des billes retenues dans une cage sont mobiles à l'intérieur de gorges croisées, respectivement extérieures et intérieures. Les gorges permettent un déplacement axial d'un axe par rapport à l'autre tout en assurant la transmission de couple. Le second joint peut aussi être un joint de Rzeppa. La liaison entre les deux joints étant alors coulissante, par exemple par le moyen de cannelures glissantes.
Suivant une variante de réalisation, l'arbre de liaison entre la soufflante principale et le module de soufflante auxiliaire peut être incliné suivant un angle compris entre -45° et + 45° par rapport aux axes des organes moteurs et récepteurs. Cette configuration permet de jouer sur la position axiale du module de soufflante auxiliaire par rapport à la soufflante principale et au générateur de gaz.
Suivant encore une autre variante de réalisation, le premier système de transmission de puissance 1 1 peut comprendre un système d'engrenages différentiel.
Suivant encore une autre variante de réalisation de l'invention, le premier système de transmission de puissance 1 1 peut comprendre un réducteur de vitesse. En particulier, la soufflante auxiliaire 9 est entraînée par son arbre de soufflante qui est lui-même entraîné au travers d'un réducteur de vitesse supporté par l'arbre 10. Le réducteur est de préférence à train épicycloïdal avec un planétaire, une couronne et des satellites. Les satellites sont supportés par un châssis fixe, attaché au carter de l'ensemble de propulsion. Les roues formant les satellites engrènent, d'une part sur les dents du pignon planétaire et, d'autre part sur les dents de la couronne. Le planétaire engrène avec le jeu de satellites, dont le nombre dépend de la dimension du réducteur, du rapport de réduction et du couple en entrée.
Ces satellites sont, selon un mode de réalisation, à dentures hélicoïdales à double chevrons. Dans ce cas, il y a blocage du degré de liberté en translation sur l'axe de la soufflante entre les différents composants du réducteur. Afin de ne pas subir d'importantes contraintes internes lors de la dilatation axiale de l'environnement sous charge thermique, on restaure le degré de liberté en translation axiale entre chaque composant. On peut par exemple dans ce but utiliser un guidage des satellites par des paliers lisses sans butée axiale et une liaison rotor de soufflante / couronne réalisée à l'aide d'une cannelure non bloquée axialement et donc glissante sur l'axe de la soufflante.
Ces satellites sont selon un autre mode de réalisation à dentures droites. Le degré de liberté en translation axiale est maintenu entre planétaire/satellites et satellites/couronne. Il n'est dans ce cas pas nécessaire d'utiliser des cannelures glissantes et il est possible de privilégier par exemple l'emploi de paliers à rouleaux sphériques pour le guidage de satellites.
L'élément d'arbre de la soufflante 9 est en prise, en entrée du réducteur, avec le planétaire et, en sortie, l'arbre de soufflante est entraîné par la couronne de laquelle il est solidaire. Les arbres disposés suivant l'axe XY, supportés par des jeux de paliers à billes ou à rouleaux à la structure fixe de l'ensemble propulsif, sont ici coaxiaux selon la direction XY qui est parallèle et décalée par rapport à la direction XY de l'arbre 13.
Le réducteur peut être un réducteur plan ou sphérique.
Il est entendu que ces variantes de réalisation du premier système de transmission de puissance 1 1 peuvent s'appliquer au deuxième système de transmission de puissance 12.
Sur la figure 3 est illustré un autre mode de réalisation d'un ensemble de propulsion. Les éléments identiques à ceux de la figure 2 sont désignés par les mêmes références numériques. L'ensemble de propulsion comprend un générateur de gaz 30. Ce dernier comprend un corps BP et un corps HP montés rotatifs suivant l'axe longitudinal XX de manière indépendante. Le corps BP comprend un compresseur BP et une turbine BP reliés par un arbre basse pression. Entre ces derniers sont agencés un compresseur HP et une turbine HP formant le corps HP. Il s'agit là d'un moteur à turbine à gaz à double corps. Dans cet exemple, une soufflante principale 8 est montée en amont du compresseur 2 BP, soit du générateur de gaz, suivant l'axe XX. Une soufflante auxiliaire 9 est également disposée suivant un axe XY décalé par rapport à l'axe longitudinal XX. La soufflante auxiliaire 9 est entraînée par l'arbre de puissance de la turbine libre de puissance 7 via un premier système de transmission de puissance 1 1 disposé entre la soufflante principale et la soufflante auxiliaire 9. Le premier système de transmission de puissance 1 1 et la soufflante auxiliaire 9 forment un module de soufflante.
La soufflante principale 8 est également entraînée par la turbine 6 au moyen d'un deuxième système de transmission de puissance 12.
Le premier système de transmission 1 1 de puissance et le deuxième système de transmission de puissance 12 sont similaires à ceux exposés dans le premier mode de réalisation illustrés sur la figure 1 . Les premier et deuxième systèmes de transmission 1 1 , 12 permettent de faire un renvoi d'angle et éventuellement de réduire la vitesse ou de faire réaliser une répartition de couples sur plusieurs sorties. Ces premier et deuxième systèmes de transmission de puissance sont agencés en amont d'un plan perpendiculaire à l'axe XX et en amont du générateur de gaz. La soufflante auxiliaire est disposée en amont de ce plan également. Les entrées d'air des soufflantes principale et auxiliaire sont agencées sensiblement dans un même plan perpendiculaire à l'axe XX.
Suivant une variante du mode de réalisation précédent illustré sur la figure 4, la soufflante principale 8 est disposée en amont du générateur de gaz 30. Le deuxième système de transmission de puissance 12 est disposé en aval de la turbine libre de puissance 7 et est relié à la soufflante auxiliaire 9 déportée suivant l'axe XY par rapport à l'axe longitudinal XX. Le deuxième système de transmission de puissance 12 est relié mécaniquement au premier système de transmission de puissance 1 1 . Ces premier et deuxième systèmes de transmission de puissance sont agencés en aval d'un plan perpendiculaire à l'axe XX et en aval du générateur de gaz 30, en particulier, de la turbine libre de puissance 7. Les entrées d'air des soufflantes principale et auxiliaire sont décalées axialement. Sur la figure 5 est représenté un autre mode de réalisation d'un ensemble de propulsion. Sur cette figure, des éléments identiques à ceux des figures 1 et 2 sont désignés par les mêmes références numériques. L'ensemble de propulsion comprend un corps BP et un corps HP montés rotatifs suivant l'axe longitudinal XX de manière indépendante. Le corps BP comprend un compresseur 2 BP et une turbine 6 BP reliés par un arbre basse pression. Entre ces derniers sont agencés un compresseur 3 HP et une turbine 5 HP formant le corps HP. Les corps HP et BP forment le générateur de gaz 30. Il s'agit là d'un moteur à turbine à gaz à double corps. En amont du générateur de gaz est agencée une soufflante principale 8 laquelle comprend un rotor de soufflante solidaire de l'arbre BP du compresseur BP 2. La soufflante principale 8 et le compresseur 2 BP sont entraînés en rotation par la turbine 6 BP dite turbine principale.
Une soufflante auxiliaire 9 est également disposée suivant un axe XY décalé par rapport à l'axe longitudinal XX du générateur de gaz. La soufflante auxiliaire 9 est entraînée par l'arbre BP de la turbine BP via le premier système de transmission 1 1 . Entre le compresseur BP 2 et le rotor de soufflante principale 8 est agencé le deuxième système de transmission de puissance 12. L'arbre intermédiaire 10 relie mécaniquement le premier système de transmission de puissance 1 1 et le deuxième système de transmission de puissance 12.
Le premier et/ou le deuxième système(s) de transmission de puissance est/sont similaires à celui/ceux présenté(s) dans le premier mode de réalisation. Les premier et deuxième systèmes de transmission 1 1 , 12 permettent de faire un renvoi d'angle et éventuellement de réduire la vitesse ou de faire réaliser une répartition de couples sur plusieurs sorties. Ces premier et deuxième systèmes de transmission de puissance sont agencés en amont d'un plan perpendiculaire à l'axe XX et en amont du générateur de gaz. La soufflante auxiliaire est disposée en amont de ce plan également. Les entrées d'air des soufflantes principale et auxiliaire sont agencées sensiblement dans un même plan perpendiculaire à l'axe XX. Suivant une variante de ce mode de réalisation précédent illustré sur la figure 6, le rotor de soufflante principale 8 est disposé en amont du générateur de gaz 30, en particulier du compresseur 2 BP. Le rotor de la soufflante 8 est solidaire de l'arbre du compresseur 2 BP et est entraîné directement par la turbine BP. Une soufflante auxiliaire 9 est disposée suivant un axe XY décalé par rapport à l'axe longitudinal XX du générateur de gaz 30. Le deuxième système de transmission 12 de puissance est agencé en aval de la turbine BP. Celui-ci est relié mécaniquement au premier système de transmission 1 1 de puissance via l'arbre intermédiaire
10. Plus précisément, les premier et deuxième systèmes de transmission de puissance sont agencés en aval d'un plan perpendiculaire à l'axe XX et en aval du générateur de gaz 30, en particulier, de la turbine libre de puissance 7. Les entrées d'air des soufflantes principale et auxiliaire sont décalées axialement.
Suivant encore un mode de réalisation illustré sur la figure 7, l'ensemble 1 de propulsion comprend un corps HP et un corps BP formant le générateur de gaz 30 suivant l'axe longitudinal XX. Une turbine libre de puissance 7 est également disposée suivant l'axe XX et en aval de la turbine BP. La turbine libre de puissance 7 est entraînée en rotation par les gaz du générateur de gaz de manière indépendante des corps BP et HP. Trois soufflantes sont disposées en amont du compresseur du générateur de gaz. En particulier, l'ensemble de propulsion 1 comprend une soufflante principale 8 montée en amont du générateur de gaz et entraînée par la turbine 6 suivant l'axe XX. Deux soufflantes auxiliaires 9, 9' sont agencées de part et d'autre de la soufflante principale 8. Les soufflantes auxiliaires 9, 9' sont montées chacune respectivement suivant un axe XY et XY' décalé par rapport à l'axe longitudinal XX. Les entrées d'air des soufflantes principale et auxiliaires sont agencées sensiblement dans un même plan perpendiculaire à l'axe XX. Les soufflantes auxiliaires 9, 9' sont entraînées en rotation par la turbine libre de puissance 7. Chaque rotor de soufflante auxiliaire 9, 9' est relié mécaniquement à un premier système de transmission de puissance
1 1 , 1 1 '. Le rotor de soufflante principale 8 est relié mécaniquement au deuxième système de transmission de puissance 12 disposé en amont du compresseur BP 2. Des premier et deuxième arbres intermédiaires radiaux relient respectivement les premiers systèmes de transmission de puissance 1 1 , 1 1 ' au deuxième système de transmission de puissance 12.
Le premier et/ou le deuxième système de transmission de puissance sont similaires à ceux présentés dans le premier mode de réalisation. Les premiers et deuxième systèmes de transmission 1 1 , 1 2 permettent de faire un renvoi d'angle et éventuellement de réduire la vitesse ou de faire réaliser une répartition de couples sur plusieurs sorties. Les premier et deuxièmes systèmes de transmission de puissance sont agencés en amont d'un plan perpendiculaire à l'axe XX et en amont du générateur de gaz. Les soufflantes auxiliaires sont disposées en amont de ce plan également.
Suivant une variante du mode de réalisation précédent illustré sur la figure 8, l'ensemble de propulsion comprend également trois soufflantes. La soufflante principale est agencée en amont du générateur de gaz et est entraînée en rotation par la turbine 6 suivant l'axe longitudinal XX. Les deux soufflantes auxiliaires 9, 9' sont montées respectivement suivant les axes XY, XV déportés par rapport à l'axe XX. Ici, les entrées d'air des soufflantes principale et auxiliaire sont décalées axialement. Les entrées d'air des soufflantes auxiliaires sont sensiblement dans le même plan. Le deuxième système de transmission de puissance 12 est agencé en aval de la turbine libre de puissance 7. Les soufflantes auxiliaires 9,9' sont entraînées par l'arbre de puissance de la turbine libre de puissance 7 via les premiers systèmes de transmission de puissance 1 1 ,1 1 '. Les premiers systèmes de transmission de puissance 1 1 , 1 1 ' des soufflantes auxiliaires 9, 9' déportées sont reliés mécaniquement au deuxième système de transmission de puissance 12 via des arbres intermédiaires 10, 10'. Les premier et deuxièmes systèmes de transmission de puissance sont agencés en aval d'un plan perpendiculaire à l'axe XX et en aval du générateur de gaz 30, en particulier, de la turbine libre de puissance 7.
Sur la figure 9 est représenté un autre mode de réalisation d'un ensemble de propulsion. Ici, l'ensemble comprend un corps HP et un corps BP formant un générateur de gaz 30. Dans cet exemple, la turbine BP est une turbine auxiliaire par rapport à la turbine HP. Le rotor de la soufflante principale 8 est solidaire de l'arbre BP du compresseur BP et est entraîné par la turbine BP. Le deuxième système de transmission de puissance 12 est monté en amont du compresseur BP et est relié à deux soufflantes auxiliaires 9, 9' déportés. En particulier, chaque soufflante auxiliaire 9, 9' est reliée à un premier système de transmission de puissance 1 1 , 1 1 ' eux- mêmes reliés au deuxième système de transmission de puissance 12 via des arbres intermédiaires 10, 10'. Les soufflantes auxiliaires sont entraînées par la turbine BP.
Le premier et/ou le deuxième système de transmission de puissance sont similaires à ceux présentés dans le premier mode de réalisation. Les premiers et deuxième systèmes de transmission 1 1 , 1 2 permettent de faire un renvoi d'angle et éventuellement de réduire la vitesse ou de faire réaliser une répartition de couples sur plusieurs sorties. Les premier et deuxièmes systèmes de transmission de puissance sont agencés en amont d'un plan perpendiculaire à l'axe XX et en amont du générateur de gaz. Les soufflantes auxiliaires sont disposées en amont de ce plan également.
Suivant une variante de ce mode de réalisation précédent illustré sur la figure 10, le rotor de soufflante principale est disposé en amont du générateur de gaz 30. Le deuxième système de transmission de puissance 12 est agencé en aval de la turbine BP. Celui-ci est relié mécaniquement à deux soufflantes auxiliaires 9,9' montées sur un axe décalé par rapport à l'axe XX du générateur de gaz 30 via des premiers système de transmission de puissance 1 1 , 1 1 '.
Ainsi, ces différentes configurations permettent de simplifier la conception d'un ensemble à propulsion distribué en conservant une architecture connue sur laquelle au moins un module de soufflante additionnel est intégré. Le flux d'éjection du générateur est couvert par le flux d'éjection de la soufflante principale, le delta de vitesse réduit entre les deux flux d'éjection permet de réduire l'effet de cisaillement des couches d'air et de réduire considérablement le bruit de jet perçu. Cette configuration permet de répondre également aux normes acoustiques aéronautiques en vigueur et futures.
L'invention ne se limite pas à ces modes de réalisation. La turbomachine pourrait être un propulseur avec une hélice à la place de la soufflante 8 ou encore la soufflante 9 peut être remplacée par une hélice.
De manière alternative, la turbomachine peut être agencée sur l'aile alors que la soufflante 9 est sous l'aile. On retrouve les mêmes éléments que dans la réalisation de la figure 2 mais inversés par rapport à l'aile 20.
Il est également entendu que la soufflante auxiliaire et la soufflante principale peuvent être disposées dans un plan horizontal plutôt que vertical.

Claims

Revendications
1 . Ensemble (1 ) de propulsion d'un aéronef comprenant :
- au moins une turbine principale (5) montée suivant un axe longitudinal (XX);
- au moins une soufflante principale (8) disposée en amont de la turbine principale (5) suivant l'axe longitudinal (XX) et entraînée en rotation par ladite turbine principale, ladite soufflante principale (8) étant carénée par un carter (51 C) principal de soufflante;
- au moins une turbine auxiliaire (7) montée suivant l'axe longitudinal (XX), la turbine auxiliaire étant indépendante de la turbine principale ;
- au moins une soufflante auxiliaire (9, 9') d'axe (XY, XV) décalé par rapport à l'axe longitudinal (XX) et entraînée par la turbine auxiliaire, la soufflante auxiliaire (9, 9') étant carénée par un carter (91 ) auxiliaire de soufflante, le carter (51 C) principal étant séparé et distinct du carter (91 ) auxiliaire de manière à générer respectivement un flux secondaire principal et un flux secondaire auxiliaire indépendants jusqu'à leurs éjections dans l'atmosphère.
2. Ensemble (1 ) selon la revendication 1 , caractérisé en ce que la turbine auxiliaire (7) comprend une turbine libre de puissance entraînée par un générateur de gaz comprenant la turbine principale et entraînant en rotation la soufflante auxiliaire (9, 9').
3. Ensemble (1 ) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend deux soufflantes auxiliaires (9, 9') entraînées par la turbine auxiliaire.
4. Ensemble (1 ) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend un premier système de transmission de puissance (1 1 ) relié à la soufflante auxiliaire (9, 9') et un deuxième système de transmission de puissance (12) relié au premier système de transmission de puissance, le deuxième système de transmission de puissance étant agencé :
- en aval de la turbine auxiliaire entre la turbine auxiliaire et la soufflante auxiliaire, ou
- en amont de la turbine auxiliaire entre la soufflante auxiliaire et la soufflante principale.
5. Ensemble (1 ) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que le premier et/ou le deuxième systèmes de transmission de puissance (1 1 , 1 1 ', 12) comprend un système d'engrenages différentiel.
6. Ensemble (1 ) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4 ou 1 à
5, caractérisé en ce que le premier et/ou le deuxième système de transmission de puissance (1 1 , 1 1 ', 12) comprend un réducteur de vitesse, le réducteur de vitesse étant un mécanisme épicycloïdal.
7. Ensemble (1 ) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4 ou 1 à
6, caractérisé en ce que le premier et/ou le deuxième système de transmission de puissance (1 1 , 1 1 ', 12) comprend en série deux joints homocinétiques avec une liaison à glissière.
8. Ensemble (1 ) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la soufflante principale (8) et le générateur de gaz (30) forment une turbomachine, la turbomachine étant fixée sous l'aile (20) et la soufflante auxiliaire (9, 9') étant fixée sur l'aile (20), l'axe de la turbomachine et de la soufflante auxiliaire étant situés dans un même plan vertical.
9. Ensemble (1 ) selon la revendication précédente, caractérisé en ce la turbomachine est un turboréacteur à multi flux ou un turbopropulseur.
10. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 8 et 9, caractérisé en ce que la turbomachine et la soufflante auxiliaire sont montées sur la voilure par l'intermédiaire de pylône.
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Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20180163664A1 (en) * 2016-12-08 2018-06-14 United Technologies Corporation Concentric shafts driving adjacent fans for aircraft propulsion
US11338916B2 (en) * 2018-06-21 2022-05-24 Textron Innovations Inc. Engine and rotatable proprotor configurations for a tiltrotor aircraft
US11142330B2 (en) * 2018-08-30 2021-10-12 Aurora Flight Sciences Corporation Mechanically-distributed propulsion drivetrain and architecture
FR3122646A1 (fr) * 2021-05-05 2022-11-11 Safran Transmission Systems Ensemble pour l’entrainement d’un avion à hélice et avion comprenant un tel ensemble
US11958624B2 (en) * 2022-05-26 2024-04-16 Rtx Corporation Selective power distribution for an aircraft propulsion system

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3054577A (en) * 1961-02-27 1962-09-18 Forschungszentrums Der Luftfah Power plant for jet propelled aircraft
GB2400411A (en) * 2003-04-10 2004-10-13 Rolls Royce Plc Turbofan arrangement
US20130223991A1 (en) * 2012-02-29 2013-08-29 Gabriel L. Suciu Gas turbine engine driving multiple fans

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3442082A (en) * 1966-12-19 1969-05-06 Adolphe C Peterson Turbine gas generator and work propulsion system for aircraft and other vehicles
US7540450B2 (en) * 2004-07-16 2009-06-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Aircraft propulsion system
US7752834B2 (en) * 2006-10-25 2010-07-13 United Technologies Corporation Aircraft propulsion systems
DE102008011643A1 (de) * 2008-02-28 2009-09-03 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Flugzeugantriebseinheit mit Multi-Fan-Ausgestaltung

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3054577A (en) * 1961-02-27 1962-09-18 Forschungszentrums Der Luftfah Power plant for jet propelled aircraft
GB2400411A (en) * 2003-04-10 2004-10-13 Rolls Royce Plc Turbofan arrangement
US20130223991A1 (en) * 2012-02-29 2013-08-29 Gabriel L. Suciu Gas turbine engine driving multiple fans

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Publication number Publication date
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