WO2024100354A1 - Système propulsif aéronautique à rendement propulsif amélioré - Google Patents

Système propulsif aéronautique à rendement propulsif amélioré Download PDF

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WO2024100354A1
WO2024100354A1 PCT/FR2023/051748 FR2023051748W WO2024100354A1 WO 2024100354 A1 WO2024100354 A1 WO 2024100354A1 FR 2023051748 W FR2023051748 W FR 2023051748W WO 2024100354 A1 WO2024100354 A1 WO 2024100354A1
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WO
WIPO (PCT)
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fan
propulsion system
fan rotor
rotor
blades
Prior art date
Application number
PCT/FR2023/051748
Other languages
English (en)
Inventor
Didier René André Escure
Original Assignee
Safran Aircraft Engines
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
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Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines filed Critical Safran Aircraft Engines
Publication of WO2024100354A1 publication Critical patent/WO2024100354A1/fr

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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/107—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with two or more rotors connected by power transmission
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/40—Transmission of power
    • F05D2260/403—Transmission of power through the shape of the drive components
    • F05D2260/4031—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing
    • F05D2260/40311—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing of the epicyclical, planetary or differential type

Definitions

  • TITLE Aeronautical propulsion system with improved propulsive efficiency
  • the present application generally concerns the field of propulsion systems, and more particularly aeronautical propulsion systems comprising an unducted fan and having a dilution rate that is high, or even very high.
  • a propulsion system generally comprises, from upstream to downstream in the direction of gas flow, a fan section, a compressor section which may include a low pressure compressor and a high pressure compressor, a combustion chamber and a combustion section.
  • turbine which may include in particular a high pressure turbine and a low pressure turbine.
  • the high pressure compressor is rotated by the high pressure turbine via a high pressure shaft.
  • the fan and, where applicable, the low pressure compressor are rotated by the low pressure turbine via a low pressure shaft.
  • propulsion systems have been proposed having a BPR dilution rate (bypass ratio in English, corresponding to the ratio between the flow rate of the secondary air flow and the flow rate of the primary air flow) high.
  • BPR dilution rate bypass ratio in English, corresponding to the ratio between the flow rate of the secondary air flow and the flow rate of the primary air flow
  • the fan section can be decoupled from the low pressure turbine, thus making it possible to independently optimize their respective rotation speed.
  • 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 blower section is then driven by the low pressure shaft via the reduction mechanism at a rotational speed lower than that of the low pressure shaft.
  • improving the BPR dilution ratio and the fan pressure ratio involves increasing the diameter of the fan and by extension the external dimensions of the propulsion system (and therefore its mass and drag), which makes the integration of the propulsion system more difficult in addition to increasing its mass and its specific consumption.
  • the flow rate in the high pressure body and the size of the high pressure body are also reduced, which imposes limitations on the low pressure body.
  • the low pressure shaft being housed in the high pressure shaft, reducing the size of the low pressure body (and therefore of the high pressure shaft) involves reducing the diameter of the high low pressure shaft, which therefore can become supercritical.
  • a supercritical tree includes a bending deformation mode in an operating range of the propulsion system. The dynamics of the low pressure shaft must then be controlled so that the deformation mode does not appear in a stabilized range so as not to risk damaging the propulsion system.
  • An aim of the present application is to optimize the performance of the propulsion system in terms of specific consumption, mass and drag, while guaranteeing the possibility of integrating the propulsion system into an aircraft.
  • an aeronautical propulsion system comprising:
  • a fan section comprising an unducted fan rotor rotated by the fan shaft, the fan rotor comprising a plurality of blades;
  • a thrust density per blade of the fan rotor of the propulsion system being greater than or equal to 5.0 x 10 4 and less than or equal to 10.0 x 10 4 N/m 2 where the thrust density per blade is defined by the following formula: 100 and where: FN is the thrust generated by the fan rotor and is measured when the propulsion system is stationary in takeoff regime in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in Newton (N); n is the number of blades (14) in the fan rotor; And
  • D is the diameter of the fan rotor, measured in a plane normal to the axis of rotation at an intersection between a peak and a leading edge of the fan rotor blades, and is expressed in meters (m) .
  • a power density per blade of the fan rotor is greater than or equal to 3.65 x 10 6 and less than or equal to 7.50 x 10 6 W/m 2 , where the power density per blade of the fan rotor is defined by the following formula: . 100 and where the power of the fan corresponds to the power of the fan rotor and is measured when the propulsion system is stationary in takeoff regime in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in Watts (W);
  • the fan section also has a fan compression ratio, corresponding at a pressure ratio between an outlet of the fan rotor and an inlet of the fan rotor less than or equal to 1.45, preferably less than or equal to 1.30;
  • the diameter of the fan rotor is between 80 inches (203.2 cm) and 185 inches (469.9 cm) inclusive, preferably between 120 inches (304.8 cm) and 170 inches (431.8 cm) inclusive, for example of the order of 156 inches (396.2 cm);
  • a dilution rate of the propulsion system is greater than or equal to 40, for example between 40 and 80 inclusive;
  • a peripheral speed at the top of the fan rotor blades, when the propulsion system is stationary in takeoff mode in a standard atmosphere and at sea level, is between 210 m/s and 260 m/s;
  • a hub-head ratio of the fan rotor is between 0.22 and 0.34;
  • the propulsion system further comprises a drive turbine and a compressor connected directly by the drive shaft, the drive turbine comprising at least three and at most five stages;
  • the compressor includes 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 more quickly than the drive shaft, the high pressure turbine being two-stage ;
  • the high pressure compressor includes at least eight and at most eleven stages;
  • the fan rotor comprises at least ten fan blades and at most eighteen fan blades, preferably at least twelve fan blades and at most sixteen fan blades.
  • the present application proposes an aircraft comprising at least one propulsion system according to the first aspect fixed to the aircraft via a mast.
  • the present application proposes a method for sizing a propulsion system comprising a reduction mechanism coupling a drive shaft and a fan rotor to drive the unducted fan rotor at a speed lower than a speed of the drive shaft.
  • the fan rotor is dimensioned such that a thrust density per blade of the fan rotor of the propulsion system is greater than or equal to 5.0 x 10 4 and less than or equal to 10.0 x 10 4 N/m 2 where the thrust density per blade of the fan rotor is defined by the following formula: 100 and where: FN is the thrust of the fan rotor and is measured when the propulsion system is stationary in takeoff regime in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in Newton (N); n is the number of blades in the fan rotor; And
  • the fan rotor (9) can further be dimensioned so that a power density per blade of the fan rotor is greater than or equal to 3.65 x 10 6 and less than or equal to 7.50 x 10 6 W/m 2 , where the power density per blade of the fan rotor is defined by the formula , . next : 100 and where the power of the fan rotor is measured when the propulsion system is stationary in takeoff mode in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in Watt (W).
  • a method of manufacturing a propulsion system comprising the following steps:
  • Figure 1 is a schematic, partial and sectional view of an example of a propulsion system according to one embodiment, in which the fan section is non-ducted;
  • Figure 2 is a schematic sectional view of an example of a planetary reduction mechanism
  • Figure 3 is a schematic sectional view of an example of an epicyclic reduction mechanism
  • Figure 4 is an example of an aircraft that may comprise at least one propulsion system conforming to one embodiment
  • Figure 5 is a flowchart illustrating examples of steps of a sizing or manufacturing process according to one embodiment.
  • a propulsion system 1 has a main direction extending along a longitudinal axis and a primary body 3, often called a “gas generator”, comprising a compressor section 4, 5, a combustion chamber 6 and a turbine section 7, 8.
  • the propulsion system 1 is here an aeronautical propulsion system 1 configured to be fixed on an aircraft 100 via a pylon (or mast).
  • the compressor section 4, 5 comprises a succession of stages each comprising a moving blade wheel (rotor) 4a, 5a rotating in front of a fixed blade wheel (stator) 4b, 5b.
  • the turbine section 7, 8 also comprises a succession of stages each comprising a fixed blade wheel (stator) 7b, 8b behind which turns a movable blade wheel (rotor) 7a, 8a.
  • 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.
  • circumferential (or lateral, or even tangential) direction corresponds to a direction perpendicular to the longitudinal axis X and not passing through it.
  • internal (respectively, interior) and external (respectively, exterior), respectively, are used with reference to a radial direction such that the internal part or face of an element is closer to the X axis than the part or external face of the same element.
  • 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.
  • the secondary air flow F2 (also called “bypass air flow”) flows around the primary body 3.
  • the secondary air flow F2 makes it possible to cool the periphery of the primary body 3 and serves to generate the major part of the thrust provided by the propulsion system 1.
  • 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 oxidizer, and the turbine section 7, 8.
  • the passage of the primary air flow F1 through the turbine section 7, 8 receiving energy from the combustion chamber 6 causes a rotation of the rotor of the combustion section.
  • 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 driven in rotation by the rotor the high pressure turbine 7 via a high pressure shaft 10.
  • the rotor of the low pressure compressor 4 and the rotor part 9 (propeller) of the fan section 2 are rotated by the rotor of the low pressure turbine 8 via a low pressure shaft 11.
  • the primary body 3 comprises a high pressure body comprising the high pressure compressor 5, the high pressure turbine pressure 7 and the high pressure shaft 10, and a low pressure body including the blower section 2, the low pressure compressor 4, the low pressure turbine 8 and the low pressure shaft 11.
  • 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 by the intermediate of an intermediate shaft.
  • the fan rotor 9 and the high pressure compressor rotor 5 remain driven by the low pressure shaft 11 and the high pressure shaft 10, respectively.
  • the low pressure shaft 11 is generally housed, over a section of its length, in the high pressure shaft 10 and is coaxial with the high pressure shaft 10.
  • the low pressure shaft 11 and the high pressure shaft 10 can be co-rotating, that is to say being driven in the same direction around the longitudinal axis that is to say be driven in opposite directions around the longitudinal axis low pressure 11 can be co-rotating or counter-rotating.
  • the fan section 2 comprises at least the fan rotor 9 capable of being rotated relative to a stator part of the propulsion system 1 by the turbine section 7, 8.
  • Each fan rotor 9 comprises a hub 13 and blades 14 extending radially from the hub 13.
  • the blades 14 of each rotor 9 can be fixed relative to the hub 12 or have a variable pitch.
  • the foot of the blades 14 of each rotor 9 is pivotally mounted along a pitch axis and is connected to a pitch change mechanism 15 mounted in the propulsion system 1, the pitch being adjusted as a function of the flight phases by a pitch change mechanism 15.
  • the pitch change mechanism 15 is illustrated in broken lines in Figure 1 to show that this feature is optional.
  • the fan section 2 may further comprise a fan stator 16, or rectifier, which comprises vanes 17 mounted on a hub 18 of the fan stator 16 and has the function of straightening the secondary air flow F2 which flows at the outlet of the fan rotor 9.
  • the blades 17 of the fan stator 18 can be fixed relative to the hub 18 or have variable timing.
  • the foot of the stator blades 17 is pivotally mounted along a timing axis pitch being adjusted according to the flight phases by the pitch change mechanism.
  • the propulsion system 1 has a high dilution rate (bypass ratio).
  • high dilution rate we will understand here a dilution rate greater than or equal to 10, for example between 10 and 80 inclusive.
  • the mass flow rate of the secondary air flow F2 and the mass flow rate of the primary air flow F1 are measured when the propulsion system 1 is stationary, uninstalled, in take-off mode in a standard atmosphere (as defined by the International Civil Aviation Organization (ICAO) manual, Doc 7488/3, 3rd edition) and at sea level (conditions known as SLS, for Seal Level Standard).
  • IAO International Civil Aviation Organization
  • the fan rotor 9 is decoupled from the low pressure shaft 11 using a reduction mechanism 19, placed between an upstream end of the low pressure shaft 11 and the fan rotor 9, in order to independently optimize their respective rotation speed.
  • 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 output of the reduction mechanism 19 to the fan rotor 9.
  • the rotor of blower 9 is therefore driven by the low pressure shaft 11 via the reduction mechanism 19 and the fan shaft 20 at a rotation speed lower than the rotation speed of the low pressure turbine 8.
  • the overall efficiency of the propulsion systems is conditioned to the first order by the propulsion efficiency, which is favorably influenced by a minimization of the variation in kinetic energy of the air as it passes through the propulsion system 1.
  • the propulsion efficiency is favorably influenced by a minimization of the variation in kinetic energy of the air as it passes through the propulsion system 1.
  • most of the flow generating the propulsive effort is constituted by the secondary air flow F2 of the propulsion system 1, the kinetic energy of the secondary air flow F2 being mainly affected by the compression that the secondary air flow F2 undergoes when crossing the fan section 2.
  • the pressure ratio of the fan which corresponds to the ratio between the average pressure at the outlet of the fan stator 17 (or, in the absence of a stator, of the fan rotor 9 ) and the average pressure at the inlet of the fan rotor 9 is less than or equal to 1.70, preferably less than or equal to 1.50, for example between 1.05 and 1.45.
  • the average pressures are measured here over the height of the blade 14 (from the surface which radially delimits inside the flow vein at the inlet of the fan rotor 9 to the top 21 of the fan blade 14).
  • the propulsion system 1 is configured to provide a thrust of between 18,000 Ibf (80,068 N) and 51,000 Ibf (22,2411 N), preferably between 20,000 Ibf (88,964 N) and 35,000 Ibf (15,5688 N).
  • the fan section 2 may be unducted.
  • the fan section 2 comprises a fan casing 12 and the fan rotor 9 is housed in the fan casing 12.
  • a non-ducted fan section 2 the fan section 2 is not surrounded by a fan casing.
  • the fan section 2 being non-ducted, the blades 14 of the fan rotor 9 have a variable pitch.
  • Propulsion systems comprising at least one unducted fan rotor 9 are known by the English terms “open rotor” or “unducted fan”.
  • the propulsion system 1 may include two fan rotors 9 which are non-ducted and counter-rotating.
  • Such a propulsion system 1 is known by the English acronym CROR for “Contra-Rotating Open Rotor” (contra-rotating open rotor in French) or UDF for “Unducted Double Fan” (unducted double fan in French).
  • the fan rotor(s) 9 can be placed at the rear of the primary body 3 so as to be of the pusher type or at the front of the primary body 3 so as to be of the tractor type.
  • the propulsion system 1 may comprise a single non-ducted fan rotor 9 and an non-ducted fan stator 16 (rectifier).
  • a propulsion system 1 is known by the English acronym USF for “Unducted Single Fan”.
  • USF Unducted Single Fan
  • the blades 17 of the rectifier 16 are fixed in rotation relative to the axis X of rotation of the upstream fan rotor 9 and therefore do not undergo centrifugal force.
  • the blades 17 of the rectifier 16 are also variable in pitch.
  • the removal of the fairing around the fan section 2 makes it possible to increase the dilution rate very significantly without the propulsion system 1 being penalized by the mass of the casings or nacelles intended to surround the fan section 2.
  • the rate dilution of the propulsion system 1 comprising a non-ducted fan section 2 is thus greater than or equal to 40, for example between 40 and 80 inclusive.
  • the peripheral speed at the top 21 of the blades 14 of the fan rotor(s) 9 can also be between 210 m/s and 260 m/s.
  • the fan pressure ratio can then preferably be between 1.05 and 1.20.
  • the reduction mechanism 19 may comprise, for example, a reduction mechanism 19 with an epicyclic gear train, for example of the “epicyclic” or “planetary” type, single-stage or two-stage.
  • the reduction mechanism 19 can be of the planetary type (“star” in English) ( Figure 2) and comprise a sun pinion 19a (input of the reduction mechanism 19), centered on an axis X of rotation of the mechanism reduction gear 19 (generally confused with the longitudinal axis in rotation the fan shaft 20 around the axis X of rotation, and a series of satellites 19c distributed circumferentially around the axis the sun pinion 19a and externally with the crown 19b.
  • the series of satellites 19c is mounted on a planet carrier 19d which is fixed relative to a stator part 19e of the propulsion system 1, for example relative to a casing of the compressor section 4, 5.
  • the reduction mechanism 19 can be planetary ( Figure 3), in which case the crown 19b is fixedly mounted on the stator part 19e of the propulsion system 1 and the fan shaft 20 is rotated by the door -satellites 19d (which is therefore mobile in rotation relative to a stator part 19e of the propulsion system 1, for example relative to a casing of the compressor section 4, 5).
  • the diameter of the ring gear 19b and of the satellite carrier 19d are greater than the diameter of the sun pinion 19a, so that the rotation speed of the fan rotor 9 is lower than the rotation speed of the low pressure shaft 11.
  • the reduction rate of the reduction mechanism 19 is greater than or equal to 2.5 and less than or equal to 11, preferably between 9.0 and 11.0.
  • the speed limit corresponds to the maximum rotation speed when the propulsion system is healthy (and potentially at the end of its life). It is therefore likely to be reached by the low pressure shaft 11 in flight conditions.
  • This speed limit is part of the data declared in the engine certification (“type certificate data sheet” in English). Indeed, this rotation speed is usually used as a reference speed for the sizing of propulsion systems 1 and in certain certification tests (such as blade loss or rotor integrity tests).
  • the thrust density per blade 14 of the fan rotor 9 is greater than or equal to 5.0 x 10 4 and less than or equal to 10.0 x 10 4 N/m 2 where the thrust density per blade 14 is defined by the following formula: 100 and where: FN is the thrust generated by the fan rotor 9 and is expressed in Newton (N); n is the number of blades 14 in the fan rotor 9; And
  • D is the diameter of the fan rotor 9, measured in a plane normal to the axis expressed in meters (m). Note that Figure 1 being a partial view, the diameter D is only partially visible.
  • the thrust density per blade 14 of the fan rotor is less than or equal to 4.0 x 10 4 N/m 2 .
  • the Applicant noticed the fact that, when the thrust density is less than 5.0 10 4 N/m 2 , it was difficult to integrate the propulsion system 1 because it was too bulky, presented too great a mass and generated excessive drag. Furthermore, when the thrust density is greater than 10.0 x 10 4 N/m 2 , the performance of the propulsion system 1 in terms of specific consumption is degraded. Sizing the propulsion system 1 so that the thrust density per blade 14 of the fan rotor 9 is between 5.0 x 10 4 and 10.0 x 10 4 N/m 2 therefore makes it possible to obtain a compromise between the integration and performance of the propulsion system 1 when the propulsion system 1 includes a reduction mechanism 19 and has a high dilution rate. Such an interval of thrust density per blade 14 is also compatible with a fan pressure ratio of less than 1.45, which makes it possible to optimize the propulsion efficiency of the propulsion system 1.
  • a propulsion system 1 in accordance with the invention comprising a non-ducted fan rotor and whose thrust density per fan blade 14 is equal to 6.5 x 10 4 N/m 2 can have a diameter of fan lower by 13% compared to the same propulsion system whose thrust density per fan blade is equal to 4.5 x 10 4 N/m 2 , which facilitates its integration under the wing without compromising its efficiency.
  • the thrust density per blade of the propulsion system 1 is influenced to the first order by the diameter D of the fan rotor and the pressure ratio of the fan section 2.
  • the dilution ratio, the overall compression ratio and the number of stages in the compression and turbine sections generally have no or little impact on the thrust density per blade 14.
  • the dimensioning and manufacturing of the propulsion system 1 so as to obtain a thrust density per blade 14 of between 5.0x10 4 N/m 2 and 10.0 x 10 4 N/m 2 can be carried out by fixing everything first the thrust (FN) that we wish to generate with the fan section 2 and by modifying the diameter (D) of the fan rotor (and therefore the pressure rate of the fan section 2) so as to to obtain such a thrust.
  • the diameter D can for example be slightly reduced to allow the integration of the propulsion system under the wing, and the fan pressure rate 2 can be adapted accordingly in order to obtain the desired thrust.
  • the number of fan blades 14 (n) and the rotation speed of the fan rotor 9 can also be adapted in order to meet performance, acoustics and integration requirements.
  • the propulsion system 1 can be modified so as to integrate a pitch change mechanism 15, 15a making it possible to adapt the pitch of the blades 14 of the rotor 9 (and possibly the blades 16 of the stator 17) of the fan section 2.
  • the fan section 2 can comprise a single fan rotor 9 or two counter-rotating fan rotors 9.
  • thermodynamic cycle is adapted to the different parameters thus dimensioned (fan diameter, number of blades, pressure rate of the fan section 2, overall compression rate, etc.) of the propulsion system 1: in particular the flow rate of the gas generator can be reduced and the reduction rate of the reduction mechanism 19 can be increased.
  • the diameter D of the fan rotor can then be between 80 inches (203.2cm) and 185 inches (469.9 cm) inclusive, preferably greater than or equal to 100 inches (254 cm), for example between 120 inches (304.8 cm) and 170 inches (431.8 cm), for example 156 inches (396.2 cm) ), which makes it possible to integrate the propulsion system 1 in a conventional manner, in particular under the wing of an aircraft.
  • the fan rotor 9 further comprises at least ten blades 14 and at most eighteen blades 14, preferably at least twelve blades 14 and at most sixteen 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 less than the number of blades 14 of the fan rotor 9.
  • the power density per blade 14 of the fan rotor 9 is greater than or equal to 3.65 x 10 6 and less than or equal to 7.50 x 10 6 W/m 2 , where the power density per blade 14 of the fan rotor 9 is defined by the following formula: 100 where the power of the fan corresponds to the power of the fan rotor 9 and is expressed in Watts (W).
  • the fan rotor 9 also has a hub-head ratio of between 0.22 and 0.34, which allows the integration of the pitch change mechanism 15.
  • the hub-head ratio corresponds to the ratio between the internal radius Ri and the external radius R e of the fan rotor 9.
  • the internal radius Ri corresponds to the distance between the axis of rotation X and the point of intersection between the leading edge 22 and the surface which delimits radially inside the flow path at the inlet of the fan rotor 9 (and corresponds to the connection point of the leading edge 22 with the aerodynamic surface of a platform of the fan rotor 9).
  • the external radius R e corresponds to the distance between the axis of rotation The lower the hub-head ratio, the more efficient the fan rotor 9 is.
  • the reduction in the hub-head ratio of the fan rotor 9 implies an increase in the mechanical load of the hub 13 of the fan rotor 9.
  • the dimensioning of the fan rotor 9 so that its hub-head ratio is between 0, 22 and 0.34 makes it possible in particular to obtain a thrust density and a power density per blade 14 in the intervals defined above.
  • a double-body propulsion system 1 having a thrust density and a power density per blade 14 of the fan rotor 9 in the intervals defined above 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.
  • Engine 1 is a double-body propulsion system corresponding to the current technical standard (at the filing date of this application) which we seek to improve, which includes a non-ducted fan section.
  • the engine 2 is a double body propulsion system 1 in accordance with the teaching of the present application having comprising a non-ducted fan section, two shafts and a thrust density per fan blade equal to 6.53 x 10 4 N/m 2 .
  • Engine 1 has a thrust density per fan blade greater than 4.7 x 10 4 N/m 2 while engine 2 has a thrust density per fan blade of between 5.0 N/m 2 and 10, 0 x 10 4 N/m 2 . It appears that, thanks to its improved thrust density per fan blade, engine 2 has greater compactness and a lower mass than engine 1.
  • the mass reduction of the fan section 2 is estimated at around twenty percent. To the extent that the fan section represents a third of the mass of the propulsion system 1, this amounts to reducing the mass of the propulsion system 1 by approximately 7% with induced effects on the aircraft (cantilever mass , reduction in the diameter of the fan rotor 9, etc.).
  • the engine 2 can therefore be more easily installed on an aircraft 100, at the inlet temperature of the low pressure turbine 8 and equivalent fan thrust.
  • the diameter D of the fan and the dilution rate BPR were reduced, which made it possible to improve the integration of the engine 2.
  • the pressure ratio of the fan section of engine 2 has, however, been slightly increased (while remaining less than 1.45) to maintain equivalent thrust.
  • the overall compression ratio has been increased without increasing the inlet temperature of the high pressure turbine 7, which improves the efficiency of the primary body without increasing the thermal load of the low pressure turbine 8.
  • the temperature of the low pressure turbine 8 was kept stable, it was possible to increase its mechanical loading (Ni 2 S) in order to reduce its number of stages.

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Abstract

Un système propulsif (1) aéronautique présente une densité de poussée par aube (14) du rotor de soufflante (9) supérieure ou égale à 5,0 x 104 et inférieure ou égale à 10,0 x 104 N/m2 où la densité de poussée par aube (14) est définie par la formule suivante : (Formula I) et où : FN est la poussée générée par le rotor de soufflante (9) et est mesurée lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Newton (N); n est le nombre de aubes (14) dans le rotor de soufflante (9); et D est le diamètre du rotor de soufflante (9), mesuré dans un plan normal à l'axe de rotation (X) au niveau d'une intersection entre un sommet (21) et un bord d'attaque (22) des aubes (14) du rotor de soufflante (9), et est exprimé en mètres (m).

Description

DESCRIPTION
TITRE : Système propulsif aéronautique à rendement propulsif amélioré
DOMAINE TECHNIQUE
La présente demande concerne de manière générale le domaine des systèmes propulsifs, et plus particulièrement des systèmes propulsifs aéronautiques comprenant une soufflante non carénée et présentant un taux de dilution est élevé, voire très élevé.
ETAT DE LA TECHNIQUE
Un système propulsif comporte généralement, d’amont en aval dans le sens de l’écoulement des gaz, une section de soufflante, une section de compresseur pouvant comprendre un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, une chambre de combustion et une section de turbine pouvant comprendre notamment une turbine haute pression et une turbine basse pression Le compresseur haute pression est entrainé en rotation par la turbine haute pression par l’intermédiaire d’un arbre haute pression. La soufflante et le cas échéant le compresseur basse pression sont entrainés en rotation par la turbine basse pression par l’intermédiaire d’un arbre basse pression.
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.
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.
Toutefois, l’amélioration du taux de dilution BPR et du rapport de pression de la soufflante implique d’augmenter le diamètre de la soufflante et par extension les dimensions externes du système propulsif (et donc sa masse et sa traînée), ce qui rend l’intégration du système propulsif plus difficile en plus d’augmenter sa masse et sa consommation spécifique. Le débit dans le corps haute pression et la taille du corps haute pression sont par ailleurs réduits, ce qui impose des limitations sur le corps basse pression. En particulier, l’arbre basse pression étant logé dans l’arbre haute pression, la diminution de la taille du corps basse pression (et donc de l’arbre haute pression) implique de diminuer le diamètre de l’arbre haute basse pression, qui de ce fait peut devenir supercritique. Or, un arbre supercritique comprend un mode de déformation en flexion dans une plage de fonctionnement du système propulsif. La dynamique de l’arbre basse pression doit alors être maîtrisée afin que le mode de déformation n’apparaisse pas dans une plage stabilisée pour ne pas risquer d’endommager le système propulsif.
EXPOSE
Un but de la présente demande est d’optimiser les performances du système propulsif en termes de consommation spécifique, de masse et de trainée, tout en garantissant la possibilité d’intégrer le système propulsif dans un aéronef.
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 non caréné entrainé en rotation par l’arbre de soufflante, le rotor de soufflante comprenant une pluralité d’aubes ;
- un mécanisme de réduction couplant l’arbre d’entrainement et l’arbre de soufflante afin d’entrainer l’arbre de soufflante à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement ; une densité de poussée par aube du rotor de soufflante du système propulsif étant supérieure ou égale à 5,0 x 104 et inférieure ou égale à 10,0 x 104 N/m2 où la densité de poussée par aube est définie par la formule suivante :
Figure imgf000004_0001
100 et où : FN est la poussée générée par le rotor de soufflante et est mesurée lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Newton (N) ; n est le nombre de aubes (14) dans le rotor de soufflante ; et
D est le diamètre du rotor de soufflante, mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante, et est exprimé en mètres (m).
Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du système propulsif aéronautique selon le premier aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison :
- une densité de puissance par aube du rotor de soufflante est supérieure ou égale à 3,65 x 106 et inférieure ou égale à 7,50 x 106 W/m2, où la densité de puissance par aube du rotor de soufflante est définie par la formule suivante : .
Figure imgf000004_0002
100 et où la puissance de la soufflante correspond à la puissance du rotor de soufflante et est mesurée lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Watts (W) ;
- la section de soufflante présente en outre un taux de compression de soufflante, correspondant à un rapport de pression entre une sortie du rotor de soufflante et une entrée du rotor de soufflante inférieur ou égal à 1 ,45, de préférence inférieur ou égal à 1 ,30 ;
- le diamètre du rotor de soufflante est compris entre 80 pouces (203,2cm) et 185 pouces (469,9cm) inclus, de préférence entre 120 pouces (304,8 cm) et 170 pouces (431 ,8 cm) inclus, par exemple de l’ordre de 156 pouces (396,2 cm) ;
- un taux de dilution du système propulsif est supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 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 210 m/s et 260 m/s ;
- un rapport moyeu-tête du rotor de soufflante est compris entre 0,22 et 0,34 ;
- le système propulsif comprend en outre une turbine d’entrainement et un compresseur raccordés directement par l’arbre d’entrainement, la turbine d’entrainement comprenant 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 ;
- le compresseur haute pression comprend au moins huit et au plus onze étages ; et/ou
- le rotor de soufflante comprend au moins dix aubes de soufflante et au plus dix-huit aubes de soufflante, de préférence au moins douze aubes de soufflante et au plus seize aubes de soufflante.
Selon un deuxième aspect, la présente demande propose un aéronef comprenant au moins un système propulsif selon le premier aspect fixé à l’aéronef par l’intermédiaire d’un mât.
Selon un troisième aspect, la présente demande propose un procédé de dimensionnement 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 non caréné à une vitesse inférieure à une vitesse de l’arbre d’entrainement. Le rotor de soufflante est dimensionné de sorte qu’une densité de poussée par aube du rotor de soufflante du système propulsif est supérieure ou égale à 5,0 x 104 et inférieure ou égale à 10,0 x 104 N/m2 où la densité de poussée par aube du rotor de soufflante est définie par la formule suivante :
Figure imgf000005_0001
100 et où : FN est la poussée du rotor de soufflante et est mesurée lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Newton (N) ; n est le nombre de aubes dans le rotor de soufflante ; et
D est le diamètre de soufflante, mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante, et est exprimé en mètres (m). Optionnellement, le rotor de soufflante (9) peut en outre être dimensionné de sorte qu’une densité de puissance par aube du rotor de soufflante est supérieure ou égale à 3,65 x 106 et inférieure ou égale à 7,50 x 106 W/m2, où la densité de puissance par aube du rotor de soufflante est définie par la formule , . suivante :
Figure imgf000006_0001
100 et où la puissance du rotor de soufflante est mesurée lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Watt (W).
Selon un quatrième aspect, il est proposé un procédé de fabrication d’un système propulsif comprenant les étapes suivantes :
- dimensionner le système propulsif conformément au troisième aspect ; et
- fabriquer le système propulsif.
DESCRIPTION DES FIGURES
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 :
La figure 1 est une vue schématique, partielle et en coupe d’un exemple de système propulsif conforme à un mode de réalisation, dans lequel la section de soufflante est non carénée ;
La figure 2 est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction planétaire ;
La figure 3 est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction épicycloïdal ;
La figure 4 est un exemple d’aéronef pouvant comprendre au moins un système propulsif conforme à un mode de réalisation ;
La figure 5 est un organigramme illustrant des exemples d’étapes d’un procédé de dimensionnement ou de fabrication conforme à une forme de réalisation.
Sur l’ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques.
DESCRIPTION DETAILLEE
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).
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. 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.
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 .
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 .
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.
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 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 (hélice) 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.
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.
La section de soufflante 2 comprend au moins le rotor de soufflante 9 propre à être entrainé en rotation par rapport à une partie stator du système propulsif 1 par la section de turbine 7, 8. Chaque rotor de soufflante 9 comprend un moyeu 13 et des aubes 14 s’étendant radialement à partir du moyeu 13. Les aubes 14 de chaque rotor 9 peuvent être fixes par rapport au moyeu 12 ou présenter un calage variable. Dans ce cas, le pied des aubes 14 de chaque rotor 9 est monté pivotant suivant un axe de calage et est relié à un mécanisme de changement de pas 15 monté dans le système propulsif 1 , le calage étant ajusté en fonction des phases de vol par un mécanisme de changement de pas 15. Le mécanisme de changement de pas 15 est illustré en traits discontinus sur la Figure 1 pour montrer que cette caractéristique est optionnelle.
La section de soufflante 2 peut en outre comprendre un stator de soufflante 16, ou redresseur, qui comprend des aubes 17 montées sur un moyeu 18 du stator de soufflante 16 et ont pour fonction de redresser le flux d’air secondaire F2 qui s’écoule en sortie du rotor de soufflante 9. Les aubes 17 du stator de soufflante 18 peuvent être fixes par rapport au moyeu 18 ou présenter un calage variable. De manière similaire aux aubes 14 de rotor, le pied des aubes de stator 17 est monté pivotant suivant un axe X de calage et est relié à un mécanisme de changement de pas 15a, qui est généralement distinct de celui du rotor de soufflante 9, le calage étant ajusté en fonction des phases de vol par le mécanisme de changement de pas.
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, 3e édition) et au niveau de la mer (conditions dites SLS, pour Seal Level Standard). 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.
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 entraîné 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.
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).
Le système propulsif 1 est configuré pour fournir une poussée comprise entre 18 000 Ibf (80 068 N) et 51 000 Ibf (22 2411 N), de préférence entre 20 000 Ibf (88964 N) et 35 000 Ibf (15 5688 N).
La section de soufflante 2 peut être non carénée. Dans le cas d’une section de soufflante 2 carénée, la section de soufflante 2 comprend un carter de soufflante 12 et le rotor de soufflante 9 est logé dans le carter de soufflante 12.
Dans une section de soufflante 2 non carénée, la section de soufflante 2 n’est pas entourée par un carter de soufflante. La section de soufflante 2 étant non carénée, les aubes 14 du rotor de soufflante 9 présentent un calage variable. Des systèmes propulsifs comprenant au moins un rotor de soufflante 9 non caréné sont connus sous les termes anglais « open rotor » ou « unducted fan ». Le système propulsif 1 peut comprendre deux rotors de soufflante 9 non carénés et contrarotatifs. Un tel système propulsif 1 est connu sous l’acronyme anglais CROR pour « Contra-Rotating Open Rotor » (rotor ouvert contrarotatif en français) ou UDF pour « Unducted Double Fan » (double soufflante non carénée en français). Le ou les rotors de soufflante 9 peuvent être placés à l’arrière du corps primaire 3 de sorte à être du type pousseur ou à l’avant du corps primaire 3 de sorte à être du type tracteur. En variante, le système propulsif 1 peut comprendre un seul rotor de soufflante 9 non caréné et un stator de soufflante 16 non caréné (redresseur). Un tel système propulsif 1 est connu sous l’acronyme anglais USF pour « Unducted Single Fan ». Dans le cas d’un système propulsif 1 du type USF, les aubes 17 du redresseur 16 sont fixes en rotation par rapport à l’axe X de rotation du rotor de soufflante 9 amont et par conséquent ne subissent pas d’effort centrifuge. Les aubes 17 du redresseur 16 sont par ailleurs à calage variable. La suppression du carénage autour de la section de soufflante 2 permet d’augmenter le taux de dilution de façon très importante sans que le système propulsif 1 ne soit pénalisé par la masse des carters ou nacelles destinés à entourer la section de soufflante 2. Le taux de dilution du système propulsif 1 comprenant une section de soufflante 2 non carénée est ainsi supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus. La vitesse périphérique au sommet 21 des aubes 14 du ou des rotor(s) de soufflante 9 peut par ailleurs être comprise entre 210 m/s et 260 m/s. Le rapport de pression de soufflante peut alors être compris de préférence entre 1 ,05 et 1 ,20.
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 », monoétage ou biétage. Selon une première variante, le mécanisme de réduction 19 peut être du type planétaire (« star » en anglais) (Figure 2) et comprendre un pignon solaire 19a (entrée du mécanisme de réduction 19), centré sur un axe X de rotation du mécanisme de réduction 19 (généralement confondu avec l’axe longitudinal X) et configuré pour être entrainé en rotation par l’arbre basse pression 1 1 , une couronne 19b (sortie du mécanisme de réduction 19) coaxiale avec le pignon solaire 19a et configurée pour entrainer en rotation l’arbre de soufflante 20 autour de l’axe X de rotation, et une série de satellites 19c répartis circonférentiellement autour de l’axe X de rotation entre le pignon solaire 19a et la couronne 19b, chaque satellite 19c étant engrené intérieurement avec le pignon solaire 19a et extérieurement avec la couronne 19b. La série de satellites 19c est montée sur un porte-satellites 19d qui est fixe par rapport à une partie stator 19e du système propulsif 1 , par exemple par rapport à un carter de la section de compresseur 4, 5. Selon une deuxième variante, le mécanisme de réduction 19 peut être épicycloïdal (« planetary » en anglais) (Figure 3), auquel cas la couronne 19b est montée fixement sur la partie stator 19e du système propulsif 1 et l’arbre de soufflante 20 est entrainé en rotation par le porte-satellites 19d (qui est donc mobile en rotation par rapport à une partie stator 19e du système propulsif 1 , par exemple par rapport à un carter de la section de compresseur 4, 5).
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 .
Le taux de réduction du mécanisme de réduction 19 est supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11 , de préférence entre 9,0 et 11 ,0.
La vitesse limite (redline speed en anglais) de l’arbre basse pression 11 , qui correspond à la vitesse maximale absolue susceptible d’être rencontrée par l’arbre basse pression 11 durant tout le vol (selon le règlement de certification européen EASA CS-E 740 (ou selon le règlement de certification américain 14-CFR Part 33.87)), est comprise entre 8500 tours par minute et 12000 tours par minute, de préférence entre 9000 tours par minute et 11000 tours par minute. La vitesse limite correspond à la vitesse de rotation maximale lorsque le système propulsif est sain (et potentiellement fin de vie). 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).
Afin d’optimiser les performances du système propulsif 1 en termes de consommation spécifique, de masse et de trainée, tout en garantissant la possibilité d’intégrer le système propulsif 1 dans un aéronef 100, la densité de poussée par aube 14 du rotor de soufflante 9 est supérieure ou égale à 5,0 x 104 et inférieure ou égale à 10,0 x 104 N/m2 où la densité de poussée par aube 14 est définie par la formule suivante :
Figure imgf000011_0001
100 et où : FN est la poussée générée par le rotor de soufflante 9 et est exprimée en Newton (N) ; n est le nombre d’aubes 14 dans le rotor de soufflante 9 ; et
D est le diamètre du rotor de soufflante 9, mesuré dans un plan normal à l’axe X de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet 21 et un bord d’attaque 22 des aubes 14 du rotor de soufflante 9, et est exprimé en mètres (m). A noter que la figure 1 étant une vue partielle, le diamètre D n’est que partiellement visible.
Lorsque le système propulsif 1 comprend deux rotors de soufflante 9, la densité de poussée par aube 14 du rotor de soufflante est inférieure ou égale à 4,0 x 104 N/m2.
En effet, la Déposante s’est aperçue du fait que, lorsque la densité de poussée est inférieure à 5,0 104 N/m2, il était difficile d’intégrer le système propulsif 1 car celui-ci était trop volumineux, présentait une masse trop importante et générait une trainée excessive. Par ailleurs, lorsque la densité de poussée est supérieure à 10,0 x 104 N/m2, les performances du système propulsif 1 en termes de consommation spécifique sont dégradées. Le dimensionnement du système propulsif 1 de sorte que la densité de poussée par aube 14 du rotor de soufflante 9 est comprise entre 5,0 x 104 et 10,0 x 104 N/m2 permet donc d’obtenir un compromis entre l’intégration et les performances du système propulsif 1 lorsque le système propulsif 1 comprend un mécanisme de réduction 19 et présente un taux de dilution élevé. Un tel intervalle de densité de poussée par aube 14 est en outre compatible avec un rapport de pression de soufflante inférieur à 1 ,45, ce qui permet d’optimiser le rendement propulsif du système propulsif 1 .
A titre d’exemple, un système propulsif 1 conforme à l’invention comprenant un rotor de soufflante non caréné et dont la densité de poussée par aube de soufflante 14 est égale à 6,5 x 104 N/m2 peut présenter un diamètre de soufflante inférieur de 13 % par rapport au même système propulsif dont la densité de poussée par aube de soufflante est égale à 4,5 x 104 N/m2, ce qui facilite son intégration sous aile sans porter préjudice à son efficacité. La densité de poussée par aube du système propulsif 1 est influencée au premier ordre par le diamètre D du rotor de soufflante et le taux de pression de la section de soufflante 2. Le taux de dilution, le taux de compression global et le nombre d’étages dans les sections de compression et de turbine n’ont généralement pas voire peu d’impact sur la densité de poussée par aube 14.
Ainsi, le dimensionnement et la fabrication du système propulsif 1 de sorte à obtenir une densité de poussée par aube 14 comprise entre 5,0x 104 N/m2 et 10,0 x 104 N/m2 peut être réalisé en fixant tout d’abord la poussée (FN) que l’on souhaite générer avec la section de soufflante 2 et en modifiant le diamètre (D) du rotor de soufflante (et donc le taux de pression de la section de soufflante 2) de manière à obtenir une telle poussée. Par rapport à un système propulsif avec mécanisme de réduction conventionnel, le diamètre D peut par exemple être légèrement réduit pour permettre l’intégration du système propulsif sous aile, et le taux de pression de soufflante 2 peut être adapté en fonction afin d’obtenir la poussée recherchée. Le nombre d’aubes 14 de soufflante (n) et la vitesse de rotation du rotor de soufflante 9 peuvent par ailleurs être adaptés afin de respecter des exigences de performance, d’acoustique et d’intégration. En fonction des caractéristiques aérodynamiques de la section de soufflante 2, le système propulsif 1 peut être modifié de sorte à intégrer un mécanisme de changement de pas 15, 15a permettant d’adapter le calage des aubes 14 du rotor 9 (et éventuellement des aubes 16 du stator 17) de la section de soufflante 2. Par ailleurs, selon le bilan de performance intégrée (bilan consommation de carburant du système propulsif 1 intégré dans l’aéronef (masse, consommation spécifique, traînée)) et les contraintes avion (en termes d’intégration et de contrainte de programme), la section de soufflante 2 peut comprendre un unique rotor de soufflante 9 ou deux rotors de soufflante 9 contrarotatifs. Enfin, le cycle thermodynamique est adapté aux différents paramètres ainsi dimensionnés (diamètre de soufflante, nombre d’aubes, taux de pression de la section de soufflante 2, taux de compression global, etc.) du système propulsif 1 : en particulier le débit du générateur de gaz peut être réduit et le taux de réduction du mécanisme de réduction 19 peut être augmenté.
Pour des densités de poussée par aube 14 comprises entre 5,0 x 104 et 10,0 x 104 N/m2, le diamètre D du rotor de soufflante peut alors être compris entre 80 pouces (203,2cm) et 185 pouces (469,9cm) inclus, de préférence supérieur ou égal à 100 pouces (254 cm), par exemple entre 120 pouces (304,8 cm) et 170 pouces (431 ,8 cm), par exemple 156 pouces (396,2 cm), ce qui permet d’intégrer le système propulsif 1 de manière conventionnelle, en particulier sous l’aile d’un aéronef.
Le rotor de soufflante 9 comprend par ailleurs au moins dix aubes 14 et au plus dix-huit aubes 14, de préférence au moins douze aubes 14 et au plus seize aubes 14. Le nombre d’aubes 16 dans le stator de soufflante 17 dépend des critères acoustiques définis pour le système propulsif 1 et est au inférieur au nombre d’aubes 14 du rotor de soufflante 9.
Afin d’améliorer encore le rendement propulsif du système propulsif 1 , la densité de puissance par aube 14 du rotor de soufflante 9 est supérieure ou égale à 3,65 x 106 et inférieure ou égale à 7,50 x 106 W/m2, où la densité de puissance par aube 14 du rotor de soufflante 9 est définie par la formule suivante : 100
Figure imgf000012_0001
où la puissance de la soufflante correspond à la puissance du rotor de soufflante 9 et est exprimée en Watts (W).
Le rotor de soufflante 9 présente par ailleurs un rapport moyeu-tête compris entre 0,22 et 0,34, ce qui permet l’intégration du mécanisme de changement de pas 15. Le rapport moyeu-tête correspond au rapport entre le rayon interne Ri et le rayon externe Re du rotor de soufflante 9. Le rayon interne Ri correspond à la distance entre l’axe de rotation X et le point d’intersection entre le bord d’attaque 22 et la surface qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante 9 (et correspond au point de raccordement du bord d’attaque 22 avec la surface aérodynamique d’une plateforme du rotor de soufflante 9). Le rayon externe Re correspond à la distance entre l’axe de rotation X et le point d’intersection entre le bord d’attaque 22 et le sommet 21 des aubes de soufflante (et correspond à la moitié du diamètre D de soufflante). Plus le rapport moyeu-tête est faible, plus le rotor de soufflante 9 est performant. Toutefois, la diminution du rapport moyeu-tête du rotor de soufflante 9 implique une augmentation de la charge mécanique du moyeu 13 du rotor de soufflante 9. Le dimensionnement du rotor de soufflante 9 de sorte que son rapport moyeu-tête est compris entre 0,22 et 0,34 permet en particulier d’obtenir une densité de poussée et une densité de puissance par aube 14 dans les intervalles définis plus haut.
Un système propulsif 1 à double corps présentant une densité de poussée et une densité de puissance par aube 14 du rotor de soufflante 9 dans les intervalles définis ci-dessus 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.
Exemple comparatif :
Le moteur 1 est un système propulsif double corps correspondant au standard technique actuel (à la date de dépôt de la présente demande) que l’on cherche à améliorer qui comprend une section de soufflante non carénée.
Le moteur 2 est un système propulsif 1 double corps conforme à l’enseignement de la présente demande présentant comprenant une section de soufflante non carénée, deux arbres et une densité de poussée par aube de soufflante égale à 6,53 x 104 N/m2.
Figure imgf000013_0001
Figure imgf000014_0001
Le moteur 1 présente une densité de poussée par aube de soufflante supérieure à 4,7 x 104 N/m2 tandis que le moteur 2 présente une densité de poussée par aube de soufflante comprise entre 5,0 N/m2 et 10,0 x 104 N/m2. Il ressort que, grâce à sa densité de poussée par aube de soufflante améliorée, le moteur 2 présente une plus grande compacité et une masse plus faible que le moteur 1 . Dans le présent exemple comparatif, la réduction de masse de la section de soufflante 2 est estimée à une vingtaine de pourcents. Dans la mesure où la section de soufflante représente un tier de la masse du système propulsif 1 , cela revient à réduire d’environ 7% la masse du système propulsif 1 avec des effets induits sur l’aéronef (masse en porte-à-faux, réduction du diamètre du rotor de soufflante 9, etc.). Le moteur 2 peut donc être plus facilement installé sur un aéronef 100, à température en entrée de la turbine basse pression 8 et poussée de soufflante équivalentes.
Pour passer du moteur 1 (de référence) au moteur 2 (conforme à la divulgation), le diamètre D de la soufflante et le taux de dilution BPR ont été réduits, ce qui a permis d’améliorer l’intégration du moteur 2. Le rapport de pression de la section de soufflante du moteur 2 a en revanche été légèrement augmenté (tout en restant inférieur à 1 ,45) pour conserver une poussée équivalente. De plus, le taux de compression global a été augmenté sans pour autant augmenter la température en entrée de la turbine haute pression 7, ce qui améliore le rendement du corps primaire sans augmenter la charge thermique de la turbine basse pression 8. Enfin, dans la mesure où la température de la turbine basse pression 8 a été maintenue stable, il a été possible d’augmenter son chargement mécanique (Ni2S) afin de réduire son nombre d’étages.

Claims

REVENDICATIONS
1. Système propulsif (1 ) aéronautique comprenant :
- un arbre d’entrainement (11 ) mobile en rotation autour d’un axe de rotation (X) ;
- un arbre de soufflante (20) ;
- une section de soufflante (2) comprenant un rotor de soufflante (9) non caréné entrainé en rotation par l’arbre de soufflante (20), le rotor de soufflante (9) comprenant une pluralité d’aubes (14) ;
- un mécanisme de réduction (19) couplant l’arbre d’entrainement (11 ) et l’arbre de soufflante (20) afin d’entrainer l’arbre de soufflante (20) à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement (11 ) ; une densité de poussée par aube (14) du rotor de soufflante (9) du système propulsif (1 ) étant supérieure ou égale à 5,0 x 104 et inférieure ou égale à 10,0 x 104 N/m2 où la densité de poussée par aube (14) est définie par la formule suivante :
Figure imgf000016_0001
100 et où : FN est la poussée générée par le rotor de soufflante (9) et est mesurée lorsque le système propulsif (1 ) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Newton (N) ; n est le nombre de aubes (14) dans le rotor de soufflante (9) ; et
D est le diamètre du rotor de soufflante (9), mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation (X) au niveau d’une intersection entre un sommet (21 ) et un bord d’attaque (22) des aubes (14) du rotor de soufflante (9), et est exprimé en mètres (m).
2. Système propulsif (1 ) selon la revendication 1 , dans lequel une densité de puissance par aube (14) du rotor de soufflante (9) est supérieure ou égale à 3,65 x 106 et inférieure ou égale à 7,50 x 106 W/m2, où la densité de puissance par aube (14) du rotor de soufflante (9) est définie par la formule suivante : .
Figure imgf000016_0002
100 et où la puissance de la soufflante correspond à la puissance du rotor de soufflante (9) et est mesurée lorsque le système propulsif (1 ) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Watts (W).
3. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 et 2, dans lequel la section de soufflante (2) présente en outre un taux de compression de soufflante, correspondant à un rapport de pression entre une sortie du rotor de soufflante (9) et une entrée du rotor de soufflante (9) inférieur ou égal à 1 ,45, de préférence inférieur ou égal à 1 ,30.
4. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel le diamètre du rotor de soufflante (9) est compris entre 80 pouces (203,2cm) et 185 pouces (469,9cm) inclus, de préférence entre 120 pouces (304,8 cm) et 170 pouces (431 ,8 cm) inclus, par exemple de l’ordre de 156 pouces (396,2 cm).
5. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel un taux de dilution du système propulsif (1 ) est supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus.
6. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel une vitesse périphérique au sommet (21 ) des aubes (14) du rotor de soufflante (9), lorsque le système propulsif (1 ) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, est comprise entre 210 m/s et 260 m/s.
7. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 6, dans lequel un rapport moyeu-tête du rotor de soufflante (9) est compris entre 0,22 et 0,34.
8. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 7, comprenant en outre une turbine d’entrainement (8) et un compresseur (4) raccordés directement par l’arbre d’entrainement (11 ), la turbine d’entrainement (8) comprenant au moins trois et au plus cinq étages.
9. Système propulsif (1 ) selon la revendication 8, dans lequel le compresseur (4) comprend au moins deux et au plus quatre étages.
10. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 9, comprenant en outre une turbine haute pression (7) et un compresseur haute pression (5) raccordés par l’intermédiaire d’un arbre haute pression (10), l’arbre haute pression (10) tournant plus rapidement que l’arbre d’entrainement (11 ), la turbine haute pression (7) étant biétage.
11. Système propulsif (1 ) selon la revendication 10, dans lequel le compresseur haute pression (5) comprend au moins huit et au plus onze étages.
12. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 1 1 , dans lequel le rotor de soufflante (9) comprend au moins dix aubes de soufflante (14) et au plus dix-huit aubes de soufflante (14), de préférence au moins douze aubes de soufflante (14) et au plus seize aubes de soufflante (14).
13. Aéronef (100) comprenant au moins un système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 12 fixé à l’aéronef par l’intermédiaire d’un mât.
14. Procédé de dimensionnement d’un système propulsif (1 ) comprenant un mécanisme de réduction (19) couplant un arbre d’entrainement (11 ) et un rotor de soufflante (9) pour entrainer le rotor de soufflante (9) non caréné à une vitesse inférieure à une vitesse de l’arbre d’entrainement (11 ), dans lequel le rotor de soufflante (9) est dimensionné de sorte qu’une densité de poussée par aube (14) du rotor de soufflante (9) du système propulsif (1 ) est supérieure ou égale à 5,0 x 104 et inférieure ou égale à 10,0 x 104 N/m2 où la densité de poussée par aube (14) du rotor de soufflante (9) est définie par la formule suivante :
Figure imgf000018_0001
100 et où : FN est la poussée du rotor de soufflante (9) et est mesurée lorsque le système propulsif (1 ) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Newton (N) ; n est le nombre de aubes (14) dans le rotor de soufflante (9) ; et
D est le diamètre de soufflante, mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet (21 ) et un bord d’attaque (22) des aubes (14) du rotor de soufflante (9), et est exprimé en mètres (m).
15. Procédé de dimensionnement selon la revendication 14, dans lequel le rotor de soufflante (9) est en outre dimensionné de sorte qu’une densité de puissance par aube (14) du rotor de soufflante (9) est supérieure ou égale à 3,65 x 106 et inférieure ou égale à 7,50 x 106 W/m2, où la densité de puissance par aube (14) du rotor de soufflante (9) est définie par la formule suivante : .
Figure imgf000018_0002
100 et où la puissance du rotor de soufflante (9) est mesurée lorsque le système propulsif (1 ) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Watt (W).
16. Procédé de fabrication d’un système propulsif (1) comprenant les étapes suivantes : dimensionner le système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 14 et 15 ; et fabriquer le système propulsif (1 ).
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