WO2024156971A1 - Système propulsif aéronautique comprenant une section de soufflante optimisée - Google Patents

Système propulsif aéronautique comprenant une section de soufflante optimisée Download PDF

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WO2024156971A1
WO2024156971A1 PCT/FR2024/050109 FR2024050109W WO2024156971A1 WO 2024156971 A1 WO2024156971 A1 WO 2024156971A1 FR 2024050109 W FR2024050109 W FR 2024050109W WO 2024156971 A1 WO2024156971 A1 WO 2024156971A1
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WO
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equal
fan
propulsion system
blade
less
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Application number
PCT/FR2024/050109
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English (en)
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Matthieu Pierre Michel Dubosc
Guillaume Olivier Vartan MARTIN
Didier René André Escure
Original Assignee
Safran Aircraft Engines
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/324—Blades
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • 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 including an optimized fan section
  • the present application generally concerns the field of propulsion systems, and more particularly aeronautical propulsion systems having a high, or even very high, dilution rate.
  • 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 propulsion efficiency of the system can also be achieved by sizing the fan section. Indeed, due to its large diameter (in particular to achieve high dilution rates and low fan pressure ratios), the fan section represents an important part of the propulsion system in terms of mass and therefore specific consumption. At the same time, the fan section produces a very large part of the thrust of the propulsion system.
  • An aim of the present application is to optimize the fan section of the propulsion system in order to make it more efficient without excessively penalizing the mass and therefore the specific consumption of the propulsion system.
  • a fan section of an aeronautical propulsion system comprising a fan rotor comprising twenty-two blades and having a solidity greater than or equal to 0.9 and less or equal to 1.3, preferably greater than or equal to 1.0 and less than or equal to 1.3, where the solidity is equal to a ratio between a chord at the tip of the blade and an inter-blade pitch at the tip of dawn, the fan section having:
  • a diameter of the fan rotor is greater than or equal to 127 cm and less than or equal to 304.8 cm, for example greater than or equal to 215.9 cm and less than or equal to 304.8 cm, for example of the order 90 inches;
  • the peripheral speed at the top of the blades is greater than or equal to 270 m/s and less than or equal to 380 m/s;
  • the fan section has a hub-head ratio greater than or equal to 0.22 and less than or equal to 0.32, for example greater than or equal to 0.235 and less than or equal to 0.30, for example still less than or equal to 0.27;
  • the fan section is housed in a fan casing and the blades of the fan rotor being fixed in rotation relative to a hub of the fan rotor so as to have a fixed setting;
  • the fan section further comprises a fan stator comprising at least 38 stator vanes and at most 48 stator vanes, for example exactly 40 stator vanes.
  • an aeronautical propulsion system comprising:
  • a thrust density per blade of the fan rotor of the fan section is greater than or equal to 0.5 x 10 4 and less than or equal to 3.0 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 p by the propulsion system and is measured when the propulsion system is at cruising speed and is expressed in Newton; n is the number of blades in the fan rotor and is equal to twenty-two; and D is the diameter of the fan rotor, measured in a plane normal to the axis of rotation at an intersection between the apex and a leading edge of the blades of the fan rotor, and is expressed in meters;
  • a dilution rate of the propulsion system is greater than or equal to 10, for example between 10 and 35 inclusive, for example between 10 and 18 inclusive;
  • - a drive turbine comprises at least three and at most five stages
  • - a 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 ; and or
  • the high pressure compressor includes at least eight and at most eleven stages
  • an aircraft comprising at least one propulsion system according to the second aspect to the aircraft via a mast.
  • a method for sizing or manufacturing a fan section of an aeronautical propulsion system, the fan section comprising a fan rotor comprising twenty-two blades and having a solidity greater than or equal to 0.9 and less than or equal to 1.3, preferably greater than or equal to 1.0 and less than or equal to 1.3, where the solidity is equal to a ratio between a chord at the top of the blade and an inter pitch - blades at the top of the blade, the fan section having:
  • the fan section is further dimensioned so that a thrust density per blade of the fan rotor of the propulsion system is greater than or equal to 0.5 x 10 4 and less than or equal to 3.0 x 10 4 N/ m 2
  • the thrust density per blade of the fan rotor is defined by the following formula: 100 and where: FN is the thrust generated by the propulsion system and is measured when the propulsion system is stationary at cruising speed and is expressed in Newton; n is the number of blades in the fan rotor and is equal to twenty-two; and D is the fan diameter, measured in a plane normal to the axis of rotation at an intersection between the apex and a leading edge of the blades of the fan rotor, and is expressed in meters.
  • Figure 1 is a schematic, partial and sectional view of an example of a propulsion system conforming to a first embodiment
  • Figure 2a is a partial and schematic sectional view of an example of a fan rotor of a propulsion system conforming to one embodiment, the section being made in a plane passing through an upstream intersection point between a vertex and a leading edge of two adjacent blades;
  • Figure 2b is a perspective view of an example of a fan rotor of a propulsion system according to one embodiment
  • Figure 3 is a schematic sectional view of an example of a reduction mechanism according to a first variant
  • Figure 4 is a schematic sectional view of an example of an epicyclic reduction mechanism according to a second variant
  • Figure 5 is an example of an aircraft that may comprise at least one propulsion system conforming to one embodiment
  • Figure 6 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 direction perpendicular to this axis X and passing through it.
  • the 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 rotated by the rotor of the high pressure turbine 7 via a high pressure shaft 10.
  • the rotor of the low pressure compressor 4 and the rotor part 9 of the section of blower 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 7 and the high pressure shaft 10, and a low pressure body comprising the fan section 2, the low pressure compressor 4, the low pressure turbine 8 and the low pressure shaft 11.
  • the 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 driven in opposite directions around the longitudinal axis intermediate is housed between the high pressure shaft 10 and the low pressure shaft 11.
  • the intermediate shaft and the low pressure shaft 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 13.
  • the fan section 2 may further comprise a fan stator 16, or rectifier, which comprises blades 17 mounted on a hub of the fan stator 16 and have the function of straightening the secondary air flow F2 which flows in outlet of the fan rotor 9.
  • the blades 17 of the fan stator 18 can be fixed relative to the hub or have variable pitch.
  • 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 (so-called SLS conditions, for Sea Level Standard).
  • IAO International Civil Aviation Organization
  • SLS conditions for Sea Level Standard
  • certain parameters are determined in cruise conditions, that is to say at 10,668 m altitude (35,000 feet), 0.8 Mach and in ISA conditions (English acronym for International Standard Atmosphere, for international standard atmosphere) defined by standard ISO2533/edition 1975/addendum 1985.
  • the distances are measured at ambient temperature (approximately 20°C) when the propulsion system 1 is cold, that is to say when the propulsion system 1 has been stopped for a sufficient period for the parts of the propulsion system to be at ambient temperature, it being understood that these dimensions vary little compared to the conditions in which the propulsion system 1 is in take-off mode.
  • 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 fan rotor 9 is therefore driven by the low pressure shaft 11 via the reduction mechanism reduction 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 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.
  • most of the flow generating the propulsive effort is constituted by the secondary air flow F2 of the propulsion system 1, the kinetic energy of the secondary air flow F2 being mainly affected by the compression that the secondary air flow F2 undergoes when crossing the fan section 2.
  • the propulsive efficiency and the pressure ratio of the fan section 2 are therefore linked: the lower the pressure ratio of the fan section 2, the better the propulsive efficiency will be.
  • the propulsion system 1 is configured to provide a thrust of between 18,000 Ibf (80,068 N) and 51,000 Ibf (222,411 N), for example between 20,000 Ibf (88,964 N) and 35,000 Ibf (155,688 N), when the system propellant 1 is stationary, not installed, in take-off mode in a standard atmosphere (as defined by the manual of the International Civil Aviation Organization (ICAO), Doc 7488/3, 3rd edition) and at the level of the sea.
  • Ibf 80,068 N
  • 51,000 Ibf 222,411 N
  • Ibf 88,964 N
  • 35,000 Ibf 155,688 N
  • the fan section 2 may comprise a fan casing 12, the fan rotor 9 being housed in the fan casing 12.
  • the fan rotor 9 extends upstream of a fan stator.
  • the blades of the fan stator are then generally called outlet blades (“Outlet Guide Vane” or “OGV” in English) and have a fixed setting relative to the hub of the fan stator.
  • the dilution ratio of the propulsion system 1 is for example greater than or equal to 10, for example between 10 and 35 inclusive, for example between 10 and 18 inclusive.
  • Each fan blade 14 has a leading edge 14a and a trailing edge 14b (see for example Figures 2a and 2b).
  • the leading edge 14a is configured to extend facing the flow of gases entering the fan rotor 9. It corresponds to the front part of an aerodynamic profile which faces the air flow and which divides the air flow into an intrados flow and an extrados flow.
  • the trailing edge 28b corresponds to the rear part of the aerodynamic profile, where the intrados and extrados flows meet.
  • the leading edge 14a (respectively the trailing edge 14b) of the blades 14 corresponds to the front part of the profile of the shield which reconstitutes the leading edge (respectively the posterior part of the profile of the shield which reconstitutes the trailing edge 14b) and whose function is to divide the flow into an intrados flow and an extrados flow (respectively to join flows).
  • the fan rotor 9 further comprises a series of platforms each extending between two adjacent blades 14 and configured to delimit radially inside the air flow F passing through the rotor 9.
  • the fan blade 14 also has a chord at the tip of the blade C2 and a chord at the base of the blade C2.
  • chord at the top of the blade corresponds to the straight line segment which connects an upstream intersection point P between the leading edge 14a and the top 21 of a blade 14 and a downstream intersection point between the trailing edge 14b and summit 21 of dawn 14.
  • the chord at the base of the blade C2 corresponds to the straight line segment parallel to the axis flow in the fan rotor 9 (and corresponds to the connection point of the trailing edge 14b with the aerodynamic surface of a platform of the fan rotor 9) and a second upstream point of intersection P' between the leading edge 14a and a plane circumferential to the X axis which includes the second downstream intersection point.
  • the second upstream and downstream intersection points are therefore at iso-distance from the X axis (same radius).
  • the second upstream intersection point P' also extends away from the aerodynamic surface of the platform, as can be seen from Figure 1 given as a purely illustrative example.
  • the reduction mechanism 19 may comprise a reduction mechanism 19 with an epicyclic gear train, for example of the "epicyclic” or “planetary” type according to the terminology sometimes encountered by those skilled in the art, single-stage or two-stage.
  • the reduction mechanism 19 can be of the planetary type (“star” in English) ( Figure 3) 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 rotation of the fan shaft 20 around the axis X of rotation, and a series of satellites 19c distributed circumferentially around the axis 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 of the planetary type ( Figure 4), in which case the crown 19b is fixedly mounted on the stator part 19e of the propulsion system 1 and the fan shaft 20 is rotated by the planet carrier 19d (which is therefore movable in rotation relative to a stator part 19 e 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 ratio of the reduction mechanism 19 is greater than or equal to 2.5 and less than or equal to 11, for example greater than or equal to 2.7 and less than or equal to 6.0, for example around 3.0.
  • the double-body propulsion system 1 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 one low pressure compressor 4 comprising at least two stages and at most four stages.
  • the limit speed corresponds to the maximum rotation speed when the propulsion system 1 is healthy (and potentially at the end of its life).
  • This speed limit is part of the data declared in the engine certification (“type certification data sheet” in English). Indeed, this rotation speed is usually used as a reference speed for the dimensioning and manufacturing of propulsion systems 1 and in certain certification tests (such as blade loss or rotor integrity tests, typically certification CS-E-800 - collision with a bird and ingestion).
  • the fan rotor 9 has exactly twenty-two blades 14. Furthermore, a pressure ratio of the fan section 2 is greater than or equal to 1.05 and less than or equal to 1.5, a solidity of the fan rotor 9 is greater than or equal to 0.9 and 1.3, preferably between 1.0 and 1.3, where the solidity is equal to a ratio between a chord at the top of blade and an inter-blade pitch 23, and a peripheral speed at the tip of the blade is greater than or equal to 260 m/s and 400 m/s, for example greater than or equal to 270 m/s and less than or equal to 380 m /s. Note that the pressure ratio of the fan section 2 and the peripheral speed are measured here in cruise mode to the extent that this is the flight phase in which we wish to obtain the maximum efficiency of the fan rotor 9 .
  • the solidity is equal to the ratio between the chord at the tip of the blade ci and an inter-blade pitch 23.
  • the inter-blade pitch 23 corresponds to the angular distance between the upstream intersection points P of two adjacent blades 14; the inter-blade pitch 23 is therefore equal to the external radius R e of the fan rotor 9 (half-diameter) multiplied by the angle between a first straight line Di, included in a plane normal to the axis upstream intersection P (see Figures 2a and 2b) of a first blade 14 and intersects the axis X, and a second straight line D2, included in the plane normal to the axis P of a second blade 14 immediately adjacent to the first blade 14 and intersects the axis ).
  • the pressure ratio of the fan section 2 corresponds to the ratio between the average pressure at the outlet of the fan stator 17 and the average pressure at the inlet of the fan rotor 9.
  • the pressure ratio is greater than or equal to 1.1 and less than or equal to 1.45.
  • the average pressures are measured here on the flow vein (from the surface which radially delimits inside the flow vein at the inlet of the fan rotor 9 up to the fan casing 12.
  • the selection of a number of fan blades 14 equal to twenty-two makes it possible to obtain an optimized fan section 2 participating in the reduction of the specific consumption and the mass of the propulsion system 1. Certainly, this number of blades 14 is higher than in propulsion systems with a high conventional dilution ratio. However, increasing the number of blades 14 (in comparison with propulsion systems 1 with a high conventional dilution rate) to twenty-two makes it possible in practice to reduce the size of the fan rotor 9 and plays a role in reducing of the mass and the rope at the top of each fan blade 14. Thus, the mass of the fan rotor 9 does not increase drastically in comparison with a fan rotor 9 having a lower number of blades 14.
  • the reduction in the mass and the chord ci of the fan blades 14 allows to reduce the unbalance generated by a possible loss of blade ("fan blade out" in English), and therefore to simplify and lighten the structures necessary for holding the fan rotor 9 in the event of loss of blade as well as 'to the retention of the blades 14 (simplification and lightening of the fan casing 12).
  • the noise generated by the fan rotor 9 is also lower.
  • the fan blades 14 being less bulky and closer together angularly, in the event of ingestion of objects (and in particular birds), the size of the objects leaving the rotor 9 is smaller, which makes it possible to reduce the thickness of the fan blades 14 while respecting the requirements of current certifications regarding ingestion (typically CS-E-800 certification - collision with a bird and ingestion).
  • the rotation speed of the fan rotor 9 is reduced, here between 260 m/s and 400 m/s.
  • Its pressure ratio can also be reduced and is here between 1.05 and 1.5, for example between 1.1 and 1.45, so that the speed difference between the outlet of the fan rotor 9 and the input of the fan rotor 9 is reduced while optimizing the efficiency of the fan section 2.
  • the flow at the tip of the blade 14 through the fan rotor 9 is then supersonic. In particular, a supersonic shock is generated at the level of the fan blades 14.
  • this supersonic shock cannot be eliminated, particularly in cruise: it must therefore be controlled to prevent it from deteriorating the efficiency of the fan section 2.
  • the fan rotor 9 By sizing and manufacturing the fan rotor 9 with twenty-two blades so that its solidity is greater than or equal to 0.9 and less than or equal to 1.3, the inter-blade pitch 23 and the chord at the tip of the blade are such that the supersonic shock is stable at cruising speed and moves only in the divergent part of the inter-blade channel 24.
  • the inter-blade channel 24 corresponds to the passage between two adjacent blades 14 which extends between an inlet plane 25, which is normal to the air flow F in inlet of the fan rotor 9 and passes through the leading edge 14a of the first blade 14, and an outlet plane 26 which is parallel to the inlet plane and passes through the trailing edge 14b of the second blade 14 (see for example figure 2a).
  • This channel 24 presents, from upstream to downstream through the fan rotor 9, a converging part, which extends from the inlet plane 25 to an intermediate plane 27 corresponding to the section minimum of the channel 24 (neck), and a divergent part, which extends from the intermediate plane 27 to the exit plane 26.
  • the Applicant noted that, when the supersonic shock reached the converging part of the inter-blade channel 24, it became unstable and had the effect of reducing the efficiency of the fan section 2. Conversely, when the supersonic shock remains in the divergent part, for example being close to the intermediate plane 27, the supersonic shock is stable in the operating regime. cruise.
  • inter-blade channel 24 The longer the inter-blade channel 24, that is to say the greater the distance between the inlet 25 and outlet 26 planes, the easier it is to design a convergent-divergent channel and therefore to maintain the supersonic shock in the divergent part of channel 24; however, the increase in the length of the inter-blade channel 24 has the consequence of increasing the chord at the tip of the blade ci, and therefore of increasing the mass of the fan rotor 9 (and consequently the specific consumption of the system propulsive 1) and reduce the efficiency of the fan section 2. Note in particular that the length of the inter-blade channel 24 and the chord are linked to the inter-blade pitch by the solidity of the fan rotor 9.
  • the diameter D of the fan rotor can then be between 80 inches (203.2 cm) and 185 inches (469.9 cm) inclusive.
  • the diameter D is for example between 85 inches (215.9 cm) and 120 inches (304.8 cm) inclusive, for example of the order of 90 inches (228.6 cm), which allows integration of the propulsion system 1 in a conventional manner, in particular under the wing of an aircraft 100.
  • the diameter of the fan rotor 9 is measured here in a plane normal to the axis X of rotation at the level of the upstream intersection point P ( between the top 21 and the leading edge 14a of the blades 14 of the fan rotor 9) and is expressed in meters (m). Note that Figure 1 being a partial view, the diameter D is only partially visible.
  • the number of blades 16 in the fan stator 17 depends on the acoustic criteria defined for the propulsion system 1 and is at least equal to the number of blades 14 of the fan rotor 9. In one embodiment, the number of blades 16 in the fan stator 17 is at least equal to 38 and at most equal to 48, for example exactly equal to 40.
  • the fan rotor 9 also has a hub-head ratio of between 0.22 and 0.32, for example.
  • the hub-head ratio can be between 0.22 and 0.30, for example between 0.235 and 0.27.
  • 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 edge d attack 22 and the surface which delimits radially inside the flow path at the inlet of the fan rotor 9 (and corresponds to the point of connection of the leading edge 22 with the aerodynamic surface of the platform of the fan rotor 9 ).
  • the external radius R e is equal to half the fan diameter D.
  • the reduction in the hub-to-head ratio of the fan rotor 9 implies an increase in the mechanical load of the hub 13 of the fan rotor 9.
  • the sizing and manufacturing of the fan rotor 9 so that its hub-to-head ratio is included between 0.22 and 0.32 makes it possible in particular to obtain a thrust density by optimized fan blade 14.
  • the thrust density per blade 14 of the fan rotor 9 may be greater than or equal to 0.5 x 10 4 and less than or equal to 3.0 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 propulsion system 1 and is expressed in Newton (N) and is measured when the propulsion system 1 is at cruising speed (10668 m altitude, 0.8 Mach and in ISA conditions ) ; n is the number of blades 14 in the fan rotor 9 and is equal to twenty-two; And
  • D is the diameter of fan rotor 9.
  • the Applicant noticed the fact that, when the thrust density per blade in cruise is less than 0.5 x 10 4 , it was difficult to integrate the propulsion system 1 because it was too bulky, had a mass too large and generated excessive drag. Furthermore, when the thrust density is greater than 3.0 x 10 4 N/m 2 , the performance of the propulsion system 1 in terms of specific consumption is degraded.
  • the sizing and manufacturing of the propulsion system 1 so that the thrust density per blade 14 of the fan rotor 9 is between 0.5 x 10 4 and 3.0 x 10 4 N/m 2 at cruising speed therefore allows to obtain a compromise between the integration and the 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 comprising a shrouded fan rotor and whose thrust density per fan blade 14 is equal to 1.6 x 10 4 N/m 2 at cruising speed has a specific consumption lower by 15% compared to the same propulsion system whose thrust density per fan blade is equal to 4 x 10 4 N/m 2 .
  • the sizing and manufacturing of the propulsion system 1 so as to obtain a thrust density per blade 14 of between 0.5 x 10 4 and 3.0 x 10 4 N/m 2 3.3 x 10 4 at cruising speed can be achieved by first fixing the thrust generated by the fan section 2 and modifying the diameter (D) of the fan rotor (and therefore the pressure rate of the fan section 2).
  • the diameter D can for example be increased and the fan pressure rate 2 can be reduced.
  • 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 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 be ducted or not ducted (and include a single fan rotor 9 or two counter-rotating fan rotors 9).
  • the thermodynamic cycle is adapted to the different parameters thus dimensioned (fan diameter, number of blades, pressure rate of fan section 2, etc.) of the propulsion system 1: in particular the flow rate of the gas generator can be reduced and the reduction ratio of the reduction mechanism 19 can be increased.
  • the engine 1 is a double-body propulsion system 1 comprising a ducted fan section 2 conforming to the teaching of the present application.
  • Engine 1 has low strength and includes a number of blades equal to 22. The consequence is that the chord of the fan blades of engine 2 is reduced in comparison with a conventional engine over the entire height of the blade. This reduction in the chord makes it possible to reduce the mass of the fan and the fan disk of the engine 1, as well as the drag of the nacelle (gain due to the distance of the axial chord).
  • the fan blades of the engine 1 can in particular be made of a composite material comprising an embedded fibrous reinforcement in a polymer matrix.
  • the fibers of the fibrous reinforcement can be hybridized (use of different fibers in the reinforcement in a localized manner) in order to modify the frequency placement.
  • the diameter D of the fan and the dilution rate BPR were increased, which made it possible to improve the propulsive efficiency and maintain thrust. comparable taking into account the drop in the pressure ratio of the fan 2.
  • the overall compression ratio was increased, as well as the inlet temperature of the high pressure turbine 7, which made it possible to increase the efficiency thermal of the propulsion system 1.
  • the temperature of the low pressure turbine 8 was kept stable, it was possible to increase its mechanical loading (Ni 2 S) and therefore to reduce the number of stages.

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Abstract

Une section de soufflante (2) d'un système propulsif aéronautique comprend un rotor de soufflante (9) comprenant vingt-deux aubes (14) et ayant une solidité supérieure ou égale à 0,9 et inférieure ou égale à 1,3, de préférence supérieure ou égale à 1,0 et inférieure ou égale à 1,3, où la solidité est égale à un rapport entre une corde au sommet (21 ) d'aube (14) et un pas inter-aubes (14) en sommet d'aube, la section de soufflante (2) présentant : - un rapport de pression supérieur ou égal à 1,05 et inférieur ou égal à 1,5; et - une vitesse périphérique en sommet (21) d'aube (14) supérieure ou égale à 260 m/s et 400 m/s; le rapport de pression et la vitesse périphérique étant mesurés en régime de croisière

Description

DESCRIPTION
TITRE : Système propulsif aéronautique comprenant une section de soufflante optimisée
DOMAINE TECHNIQUE
La présente demande concerne de manière générale le domaine des systèmes propulsifs, et plus particulièrement des systèmes propulsifs aéronautiques présentant un taux de dilution 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.
L’amélioration du rendement propulsif du système peut également passer par le dimensionnement de la section de soufflante. En effet, de par son large diamètre (afin notamment d’atteindre des taux de dilution élevés et de faibles rapports de pression de soufflante), la section de soufflante représente une partie importante du système propulsif en termes de masse et donc de consommation spécifique. En parallèle, la section de soufflante produit une très large partie de la poussée du système propulsif.
EXPOSE Un but de la présente demande est d’optimiser la section de soufflante du système propulsif afin de la rendre plus efficace sans pour autant trop pénaliser la masse et donc la consommation spécifique du système propulsif.
Il est à cet effet proposé, selon un premier aspect, une section de soufflante d’un système propulsif aéronautique, la section de soufflante comprenant un rotor de soufflante comprenant vingt- deux aubes et ayant une solidité supérieure ou égale à 0,9 et inférieure ou égale à 1 ,3, de préférence supérieure ou égale à 1 ,0 et inférieure ou égale à 1 ,3, où la solidité est égale à un rapport entre une corde au sommet d’aube et un pas inter-aubes en sommet d’aube, la section de soufflante présentant :
- un rapport de pression supérieur ou égal à 1 ,05 et inférieur ou égal à 1 ,5 ; et
- une vitesse périphérique en sommet d’aube supérieure ou égale à 260 m/s et 400 m/s ; le rapport de pression et la vitesse périphérique étant mesurés en régime de croisière.
Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives de la section de soufflante selon le premier aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison :
- un diamètre du rotor de soufflante est supérieur ou égal à 127 cm et inférieur ou égal à 304,8 cm, par exemple supérieur ou égal à 215,9 cm et inférieur ou égal à 304,8 cm, par exemple de l’ordre de 228,6 cm ;
- la vitesse périphérique au sommet des aubes est supérieure ou égale à 270 m/s et inférieure ou égale à 380 m/s ;
- la section de soufflante présente un rapport moyeu-tête supérieur ou égal à 0,22 et inférieur ou égal à 0,32, par exemple supérieur ou égal à 0,235 et inférieur ou égal à 0,30, par exemple encore inférieur ou égal à 0,27 ;
- la section de soufflante est logée dans un carter de soufflante et les aubes du rotor de soufflante étant fixes en rotation par rapport à un moyeu du rotor de soufflante de sorte à présenter un calage fixe ; et/ou
- la section de soufflante comprend en outre un stator de soufflante comprenant au moins 38 aubes de stator et au plus 48 aubes de stator, par exemple exactement 40 aubes de stator.
Selon un deuxième aspect, il est proposé 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 selon le premier aspect, le rotor de soufflante étant entrainé en rotation par l’arbre de soufflante ; et
- 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.
Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du système propulsif aéronautique selon le deuxième aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison : - une densité de poussée par aube du rotor de soufflante de la section de soufflante est supérieure ou égale à 0,5 x 104 et inférieure ou égale à 3,0 x 104 N/m2, où la densité de poussée par aube est définie par la formule suivante :
Figure imgf000005_0001
100 et où : FN est la poussée générée p par le système propulsif et est mesurée lorsque le système propulsif est en régime de croisière et est exprimée en Newton ; n est le nombre de aubes dans le rotor de soufflante et est égal à vingt-deux ; 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 le sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante, et est exprimé en mètres ;
- un taux de dilution du système propulsif est supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, par exemple entre 10 et 18 inclus ;
- une turbine d’entrainement comprend au moins trois et au plus cinq étages ;
- un compresseur comprend au moins deux et au plus quatre étages ;
- le système propulsif comprend en outre une turbine haute pression et un compresseur haute pression raccordés par l’intermédiaire d’un arbre haute pression, l’arbre haute pression tournant plus rapidement que l’arbre d’entrainement, la turbine haute pression étant biétage ; et/ou
- le compresseur haute pression comprend au moins huit et au plus onze étages ;
Selon un troisième aspect, il est proposé un aéronef comprenant au moins un système propulsif selon le deuxième aspect à l’aéronef par l’intermédiaire d’un mât.
Selin un quatrième aspect, il est proposé un procédé de dimensionnement ou de fabrication d’une section de soufflante d’un système propulsif aéronautique, la section de soufflante comprenant un rotor de soufflante comprenant vingt-deux aubes et ayant une solidité supérieure ou égale à 0,9 et inférieure ou égale à 1 ,3, de préférence supérieure ou égale à 1 ,0 et inférieure ou égale à 1 ,3, où la solidité est égale à un rapport entre une corde au sommet d’aube et un pas inter-aubes en sommet d’aube, la section de soufflante présentant :
- un rapport de pression supérieur ou égal à 1 ,05 et inférieur ou égal à 1 ,5 ; et
- une vitesse périphérique en sommet d’aube supérieure ou égale à 260 m/s et 400 m/s ; le rapport de pression et la vitesse périphérique étant mesurés en régime de croisière.
Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du système propulsif aéronautique selon le deuxième aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison :
- la section de soufflante est en outre dimensionnée de sorte qu’une densité de poussée par aube du rotor de soufflante du système propulsif est supérieure ou égale à 0,5 x 104 et inférieure ou égale à 3,0 x 104 N/m2 où la densité de poussée par aube du rotor de soufflante est définie par la formule suivante :
Figure imgf000005_0002
100 et où : FN est la poussée générée par le système propulsif et est mesurée lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de croisière et est exprimée en Newton ; n est le nombre de aubes dans le rotor de soufflante et est égal à vingt-deux ; et D est le diamètre de soufflante, mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation au niveau d’une intersection entre le sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante, et est exprimé en mètres.
DESCRIPTION DES FIGURES
D’autres caractéristiques, buts et avantages du présent exposé 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 premier mode de réalisation ;
La figure 2a est une vue en coupe partielle et schématique d’un exemple de rotor de soufflante d’un système propulsif conforme à un mode de réalisation, la coupe étant réalisée dans un plan passant par un point d’intersection amont entre un sommet et un bord d’attaque de deux aubes adjacentes ;
La figure 2b est une vue en perspective d’un exemple de rotor de soufflante d’un système propulsif conforme à un mode de réalisation ;
La figure 3 est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction selon une première variante ;
La figure 4 est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction épicycloïdal selon une deuxième variante;
La figure 5 est un exemple d’aéronef pouvant comprendre au moins un système propulsif conforme à un mode de réalisation ;
La figure 6 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 de la turbine haute pression 7 par l’intermédiaire d’un arbre haute pression 10. Le rotor du compresseur basse pression 4 et la partie rotor 9 de la section de soufflante 2 sont entrainés en rotation par le rotor de la turbine basse pression 8 par l’intermédiaire d’un arbre basse pression 11 . Ainsi, le corps primaire 3 comprend un corps haute pression comprenant le compresseur haute pression 5, la turbine haute pression 7 et l’arbre haute pression 10, et un corps basse pression comprenant la section de soufflante 2, le compresseur basse pression 4, la turbine basse pression 8 et l’arbre basse pression 11. La vitesse de rotation du corps haute pression est supérieure à la vitesse de rotation du corps basse pression. Dans un système propulsif 1 à triple-corps, la section de turbine 7, 8 comprend en outre une turbine intermédiaire, positionnée entre la turbine haute pression 7 et la turbine basse pression 8 et configurée pour entrainer le rotor du compresseur basse pression 4 par l’intermédiaire d’un arbre intermédiaire. Le rotor de soufflante 9 et le rotor du compresseur haute pression 5 restent entrainés par l’arbre basse pression 11 et l’arbre haute pression 10, respectivement.
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 13.
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 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 ou présenter un calage variable.
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 Sea Level Standard). 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.
On notera que, dans la présente demande, certains paramètres sont déterminés en condition de croisière, c’est-à-dire à 10668 m d’altitude (35000 pieds), 0,8 Mach et en conditions ISA (acronyme anglais de International Standard Atmosphere, pour atmosphère standard internationale) définies par la norme ISO2533/édition 1975/addendum 1985. De plus, les distances (longueur, rayon, diamètre, etc.) sont mesurées à température ambiante (environ 20°C) lorsque le système propulsif 1 est à froid, c’est-à-dire lorsque le système propulsif 1 est à l’arrêt depuis une période suffisante pour que les pièces du système propulsif soient à température ambiante, étant entendu que ces dimensions varient peu par rapport aux conditions dans lesquelles le système propulsif 1 est en régime de décollage.
Le rotor de soufflante 9 est découplé de l’arbre basse pression 11 à l’aide d’un mécanisme de réduction 19, placé entre une extrémité amont de l’arbre basse pression 11 et le rotor de soufflante 9, afin d’optimiser indépendamment leur vitesse de rotation respective. Dans ce cas, le système propulsif 1 comprend en outre un arbre supplémentaire, dit arbre de soufflante 20. L’arbre basse pression 11 raccorde la turbine basse pression 8 à une entrée du mécanisme de réduction 19 tandis que l’arbre de soufflante 20 raccorde la sortie du mécanisme de réduction 19 au rotor de soufflante 9. Le rotor de soufflante 9 est donc entrainé par l’arbre basse pression 11 par l’intermédiaire du mécanisme de réduction 19 et de l’arbre de soufflante 20 à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de la turbine basse pression 8.
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.
Le système propulsif 1 est configuré pour fournir une poussée comprise entre 18 000 Ibf (80068 N) et 51 000 Ibf (222411 N), par exemple entre 20 000 Ibf (88964 N) et 35 000 Ibf (155688 N), 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.
La section de soufflante 2 peut comprendre un carter de soufflante 12, le rotor de soufflante 9 étant logé dans le carter de soufflante 12.
Le rotor de soufflante 9 s’étend en amont d’un stator de soufflante. Les aubes du stator de soufflante sont alors généralement dénommées aubes de sortie ( « Outlet Guide Vane » ou « OGV » en anglais) et présentent un calage fixe par rapport au moyeu du stator de soufflante. Par ailleurs, le taux de dilution du système propulsif 1 est par exemple supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, par exemple entre 10 et 18 inclus.
Chaque aube de soufflante 14 présente un bord d’attaque 14a et un bord de fuite 14b (voir par exemple figures 2a et 2b). Le bord d’attaque 14a est configuré pour s’étendre en regard de l'écoulement des gaz entrant dans le rotor de soufflante 9. Il correspond à la partie antérieure d'un profil aérodynamique qui fait face au flux d'air et qui divise l'écoulement d'air en un écoulement d'intrados et en un écoulement extrados. Le bord de fuite 28b quant à lui correspond à la partie postérieure du profil aérodynamique, où se rejoignent les écoulements intrados et extrados. A noter ici que, lorsque les aubes 14 comprennent un bouclier de bord d’attaque et/ou de bord de fuite, le bord d’attaque 14a (respectivement le bord de fuite 14b) des aubes 14 correspond à la partie antérieure du profil du bouclier qui reconstitue le bord d’attaque (respectivement la partie postérieure du profil du bouclier qui reconstitue le bord de fuite 14b) et dont la fonction est de diviser l’écoulement en un écoulement d'intrados et en un écoulement extrados (respectivement de rejoindre les écoulements).
Le rotor de soufflante 9 comprend par ailleurs une série de plateformes s’étendant chacune entre deux aubes 14 adjacentes et configurées pour délimiter radialement à l’intérieur le flux d’air F traversant le rotor 9. L’aube de soufflante 14 présente en outre une corde au sommet d’aube ci et une corde en pied d’aube C2.
La corde au sommet d’aube ci correspond au segment de droite qui raccorde un point d’intersection amont P entre le bord d’attaque 14a et le sommet 21 d’une aube 14 et un point d’intersection aval entre le bord de fuite 14b et le sommet 21 de l’aube 14.
La corde en pied d’aube C2 correspond au segment de droite parallèle à l’axe X de rotation qui raccorde un deuxième point d’intersection aval entre le bord de fuite 14b et la surface qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement dans le rotor de soufflante 9 (et correspond au point de raccordement du bord de fuite 14b avec la surface aérodynamique d’une plateforme du rotor de soufflante 9) et un deuxième point d’intersection amont P’ entre le bord d’attaque 14a et un plan circonférentiel à l’axe X qui comprend le deuxième point d’intersection aval. Les deuxièmes points d’intersection amont et aval sont donc à iso-distance de l’axe X (même rayon). Le deuxième point d’intersection amont P’ s’étend par ailleurs à distance de la surface aérodynamique de la plateforme, comme cela ressort de la figure 1 donnée à titre d’exemple purement illustratif.
Le mécanisme de réduction 19 peut comprendre un mécanisme de réduction 19 à train d’engrenage épicycloïdal, par exemple de type « épicycloïdal » ou « planétaire » selon la terminologie parfois rencontrée de l’homme du métier, monoétage ou biétage. Selon une première variante, le mécanisme de réduction 19 peut être du type planétaire (« star » en anglais) (Figure 3) et comprendre un pignon solaire 19a (entrée du mécanisme de réduction 19), centré sur un axe X de rotation du mécanisme de réduction 19 (généralement confondu avec l’axe longitudinal X) et configuré pour être entrainé en rotation par l’arbre basse pression 11 , une couronne 19b (sortie du mécanisme de réduction 19) coaxiale avec le pignon solaire 19a et configurée pour entrainer en rotation l’arbre de soufflante 20 autour de l’axe X de rotation, et une série de satellites 19c répartis circonférentiellement autour de l’axe X de rotation entre le pignon solaire 19a et la couronne 19b, chaque satellite 19c étant engrené intérieurement avec le pignon solaire 19a et extérieurement avec la couronne 19b. La série de satellites 19c est montée sur un porte-satellites 19d qui est fixe par rapport à une partie stator 19e du système propulsif 1 , par exemple par rapport à un carter de la section de compresseur 4, 5. Selon une deuxième variante, le mécanisme de réduction 19 peut être de type épicycloïdal (« planetary » en anglais) (Figure 4), 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 rapport de réduction du mécanisme de réduction 19 est supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11 , par exemple supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 6,0, par exemple autour de 3,0. Le système propulsif 1 à double corps 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.
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, par exemple entre 9000 tours par minute et 11000 tours par minute, 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. La vitesse limite correspond à la vitesse de rotation maximale lorsque le système propulsif 1 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 certification data sheet » en anglais). En effet, cette vitesse de rotation est habituellement utilisée comme vitesse de référence pour le dimensionnement et la fabrication des systèmes propulsifs 1 et dans certains essais de certification (tels que les essais de pertes d’aube ou d’intégrité du rotor, typiquement la certification CS-E-800 - collision avec un oiseau et ingestion).
Afin d’optimiser les performances du système propulsif 1 , le rotor de soufflante 9 comporte exactement vingt-deux aubes 14. Par ailleurs, un rapport de pression de la section de soufflante 2 est supérieur ou égal à 1 ,05 et inférieur ou égal à 1 ,5, une solidité du rotor de soufflante 9 est supérieure ou égale à 0,9 et 1 ,3, de préférence entre 1 ,0 et 1 ,3, où la solidité est égale à un rapport entre une corde au sommet d’aube et un pas inter-aubes 23, et une vitesse périphérique en sommet d’aube est supérieure ou égale à 260 m/s et 400 m/s, par exemple supérieure ou égale à 270 m/s et inférieure ou égale à 380 m/s. A noter que le rapport de pression de la section de soufflante 2 et la vitesse périphérique sont mesurés ici en régime de croisière dans la mesure où il s’agit de la phase de vol dans laquelle on souhaite obtenir le rendement maximal du rotor de soufflante 9.
La solidité est égale au rapport entre la corde au sommet d’aube ci et un pas inter-aubes 23. Le pas inter-aubes 23 correspond à la distance angulaire entre les points d’intersection amont P de deux aubes 14 adjacentes ; le pas inter-aubes 23 est donc égal au rayon externe Re du rotor de soufflante 9 (demi-diamètre) multiplié par l’angle entre une première droite Di, comprise dans un plan normal à l’axe X qui est issue du point d’intersection amont P (voir figures 2a et 2b) d’une première aube 14 et coupe l’axe X, et une deuxième droite D2, comprise dans le plan normal à l’axe X qui est issue du point d’intersection amont P d’une deuxième aube 14 immédiatement adjacente à la première aube 14 et coupe l’axe X. La solidité étant un rapport de distances, elle est mesurée lorsque le système propulsif 1 est à froid (dans les conditions précitées) (voir figure 2b).
Le rapport de pression de la section de soufflante 2 correspond au rapport entre la pression moyenne en sortie du stator de soufflante 17 et la pression moyenne en entrée du rotor de soufflante 9. Par exemple, le rapport de pression est supérieur ou égal à 1 ,1 et inférieur ou égal à 1 ,45. Les pressions moyennes sont mesurées ici sur la veine d’écoulement (de la surface qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante 9 jusqu’au carter de soufflante 12.
La sélection d’un nombre d’aubes de soufflante 14 égal à vingt-deux permet d’obtenir une section de soufflante 2 optimisée participant à la réduction de la consommation spécifique et de la masse du système propulsif 1. Certes, ce nombre d’aubes 14 est plus élevé que dans des systèmes propulsifs à fort taux de dilution conventionnel. Toutefois, l’augmentation du nombre d’aubes 14 (en comparaison avec les systèmes propulsifs 1 à fort taux de dilution conventionnels) à vingt-deux permet en pratique de réduire l’encombrement du rotor de soufflante 9 et joue un rôle dans la réduction de la masse et la corde au sommet ci de chaque aube 14 de soufflante. Ainsi, la masse du rotor de soufflante 9 n’augmente pas drastiquement en comparaison avec un rotor de soufflante 9 ayant un plus faible nombre d’aubes 14. Or, la réduction de la masse et de la corde ci des aubes de soufflante 14 permet de réduire le balourd généré par une éventuelle perte d’aube (« fan blade out » en anglais), et donc de simplifier et d’alléger les structures nécessaires à la tenue du rotor de soufflante 9 en cas de perte d’aube ainsi qu’à la rétention des aubes 14 (simplification et allègement du carter de soufflante 12). Le bruit généré par le rotor de soufflante 9 est en outre plus faible. De plus, les aubes de soufflante 14 étant moins encombrantes et plus rapprochées angulairement, en cas d’ingestion d’objets (et notamment d’oiseaux), la taille des objets en sortie de rotor 9 est plus petite, ce qui permet de réduire l’épaisseur des aubes de soufflante 14 tout en respectant les exigences des certifications actuelles en matière d’ingestion (typiquement la certification CS-E-800 - collision avec un oiseau et ingestion).
La solidité du rotor de soufflante 9 comprise entre 0,9 et 1 ,3, de préférence entre 1 ,0 et 1 ,3 est spécifiquement adaptée à un rotor 9 comprenant exactement vingt-deux aubes 14. Dans un système propulsif 1 avec mécanisme de réduction 19, la vitesse de rotation du rotor de soufflante 9 est réduite, ici comprise entre 260 m/s et 400 m/s. Son rapport de pression peut également être réduit et est ici compris entre 1 ,05 et 1 ,5, par exemple entre 1 ,1 et 1 ,45, de sorte que la différence de vitesse entre la sortie du rotor de soufflante 9 et l’entrée du rotor de soufflante 9 est réduite tout en optimisant le rendement de la section de soufflante 2. L’écoulement en sommet d’aube 14 à travers le rotor de soufflante 9 est alors supersonique. En particulier, un choc supersonique est généré au niveau des aubes 14 de soufflante.
Or, ce choc supersonique ne peut être supprimé, notamment en croisière : il doit donc être contrôlé pour éviter qu’il ne détériore le rendement de la section de soufflante 2. En dimensionnant et en fabriquant le rotor de soufflante 9 avec vingt-deux aubes de sorte que sa solidité est supérieure ou égale à 0,9 et inférieure ou égale à 1 ,3, le pas inter-aubes 23 et la corde au sommet d’aube ci sont tels que le choc supersonique est stable en régime de croisière et se déplace uniquement dans la partie divergente du canal inter-aubes 24. Le canal inter-aubes 24 correspond au passage entre deux aubes 14 adjacentes qui s’étend entre un plan d’entrée 25, qui est normal au flux d’air F en entrée du rotor de soufflante 9 et passe par le bord d’attaque 14a de la première aube 14, et un plan de sortie 26 qui est parallèle au plan d’entrée et passe par le bord de fuite 14b de la deuxième aube 14 (voir par exemple figure 2a). Ce canal 24 présente, d’amont en aval à travers le rotor de soufflante 9, une partie convergente, qui s’étend du plan d’entrée 25 jusqu’à un plan intermédiaire 27 correspondant à la section minimale du canal 24 (col), et une partie divergente, qui s’étend du plan intermédiaire 27 au plan de sortie 26. Or, la Déposante a constaté que, lorsque le choc supersonique atteignait la partie convergente du canal inter-aubes 24, il devenait instable et avait pour effet de réduire le rendement de la section de soufflante 2. A contrario, lorsque le choc supersonique reste dans la partie divergente, en étant par exemple à proximité du plan intermédiaire 27, le choc supersonique est stable en régime de croisière. Plus le canal inter-aubes 24 est long, c’est-à-dire plus la distance entre les plans d’entrée 25 et de sortie 26 est grande, plus il est aisé de concevoir un canal convergent-divergent et donc de maintenir le choc supersonique dans la partie divergente du canal 24 ; toutefois, l’augmentation de la longueur du canal inter-aubes 24 a pour conséquence d’augmenter la corde au sommet d’aube ci, et donc d’augmenter la masse du rotor de soufflante 9 (et par conséquent la consommation spécifique du système propulsif 1 ) et de réduire le l’efficacité de la section de soufflante 2. On notera en particulier que la longueur du canal inter-aubes 24 et la corde sont liés au pas inter-aubes par la solidité du rotor de soufflante 9. Pour un rotor de soufflante 9 à vingt-deux aubes, une solidité comprise entre 0,9 et 1 ,3 est alors un bon compromis entre la longueur du canal inter-aubes 24 afin de contrôler le choc supersonique dans le rotor de soufflante 9 et l’efficacité de la section de soufflante 2.
Le diamètre D du rotor de soufflante peut alors être compris entre 80 pouces (203,2 cm) et 185 pouces (469,9 cm) inclus. Le diamètre D est par exemple compris entre 85 pouces (215,9 cm) et 120 pouces (304,8 cm) inclus, par exemple de l’ordre de 90 pouces (228,6 cm), ce qui permet d’intégration le système propulsif 1 de manière conventionnelle, en particulier sous l’aile d’un aéronef 100. Le diamètre du rotor de soufflante 9 est mesuré ici dans un plan normal à l’axe X de rotation au niveau du point d’intersection amont P (entre le sommet 21 et le bord d’attaque 14a 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.
Le nombre d’aubes 16 dans le stator de soufflante 17 dépend des critères acoustiques définis pour le système propulsif 1 et est au moins égal au nombre d’aubes 14 du rotor de soufflante 9. Dans une forme de réalisation, le nombre d’aubes 16 dans le stator de soufflante 17 est au moins égal à 38 et au plus égal à 48, par exemple exactement égal à 40.
Le rotor de soufflante 9 présente par ailleurs un rapport moyeu-tête compris entre 0,22 et 0,32, par exemple. Dans le cas d’un rotor de soufflante 9 à calage fixe, le rapport moyeu-tête peut être compris entre 0,22 et 0,30, par exemple entre 0,235 et 0,27. 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 de la plateforme du rotor de soufflante 9). Le rayon externe Re est égal 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 et la fabrication du rotor de soufflante 9 de sorte que son rapport moyeu-tête est compris entre 0,22 et 0,32 permet en particulier d’obtenir une densité de poussée par aube de soufflante 14 optimisée. En particulier, la densité de poussée par aube 14 du rotor de soufflante 9 peut être supérieure ou égale à 0,5 x 104 et inférieure ou égale à 3,0 x 104 N/m2 où la densité de poussée par aube 14 est définie par la formule suivante :
Figure imgf000014_0001
100 et où : FN est la poussée générée par le système propulsif 1 et est exprimée en Newton (N) et est mesurée lorsque le système propulsif 1 est en vitesse de croisière (10668 m d’altitude, 0,8 Mach et en conditions ISA) ; n est le nombre d’aubes 14 dans le rotor de soufflante 9 et est égal à vingt-deux ; et
D est le diamètre du rotor de soufflante 9.
La Déposante s’est aperçue du fait que, lorsque la densité de poussée par aube en croisière est inférieure à 0,5 x 104, 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 3,0 x 104 N/m2, les performances du système propulsif 1 en termes de consommation spécifique sont dégradées. Le dimensionnement et la fabrication du système propulsif 1 de sorte que la densité de poussée par aube 14 du rotor de soufflante 9 est comprise entre 0,5 x 104 et 3,0 x 104 N/m2 en régime de croisière 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 selon le présent exposé comprenant un rotor de soufflante caréné et dont la densité de poussée par aube de soufflante 14 est égale à 1 ,6 x 104 N/m2 en régime de croisière a une consommation spécifique inférieure de 15 % par rapport au même système propulsif dont la densité de poussée par aube de soufflante est égale à 4 x 104 N/m2. Le dimensionnement et la fabrication du système propulsif 1 de sorte à obtenir une densité de poussée par aube 14 comprise entre 0,5 x 104 et 3,0 x 104 N/m2 3,3 x 104 en régime de croisière peut être réalisé en fixant tout d’abord la poussée générée par la section de soufflante 2 et en modifiant le diamètre (D) du rotor de soufflante (et donc le taux de pression de la section de soufflante 2). Par rapport à un système propulsif avec mécanisme de réduction conventionnel, le diamètre D peut par exemple être augmenté et le taux de pression de soufflante 2 peut être réduit. La vitesse de rotation du rotor de soufflante 9 peut 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 permettant d’adapter le calage des aubes 14 du rotor 9 (et éventuellement des aubes 16 du stator 17) de la section de soufflante 2. Par ailleurs, selon le bilan de performance intégrée (bilan consommation de carburant du système propulsif 1 intégré dans l’aéronef (masse, consommation spécifique, traînée)) et les contraintes avion (en termes d’intégration et de contrainte de programme), la section de soufflante 2 peut être carénée ou non carénée (et comprendre un unique rotor de soufflante 9 ou deux rotors de soufflante 9 contrarotatifs). Enfin, le cycle thermodynamique est adapté aux différents paramètres ainsi dimensionnés (diamètre de soufflante, nombre d’aubes, taux de pression de la section de soufflante 2, etc.) du système propulsif 1 : en particulier le débit du générateur de gaz peut être réduit et le rapport de réduction du mécanisme de réduction 19 peut être augmenté.
Exemple: Le moteur 1 est un système propulsif 1 double corps comprenant une section de soufflante 2 carénée conforme à l’enseignement de la présente demande.
Figure imgf000015_0001
Le moteur 1 présente une solidité faible et comprend un nombre d’aubes égal à 22. La conséquence est que la corde des aubes de soufflante du moteur 2 est réduite en comparaison avec un moteur conventionnel sur toute la hauteur de l’aube. Cette réduction de la corde permet de réduire la masse de la soufflante et du disque de soufflante du moteur 1 , ainsi que la trainée de la nacelle (gain dû à la distance de la corde axiale).
Le balourd en cas de perte d’aubes est également réduit. Les aubes de soufflante du moteur 1 peuvent notamment être réalisées dans un matériau composite comprenant un renfort fibreux noyé dans une matrice polymère. Les fibres du renfort fibreux peuvent être hybridées (utilisation de fibres différentes dans le renfort de manière localisée) afin de modifier le placement fréquentiel.
Pour obtenir le moteur 1 (conforme à la divulgation) à partir d’un moteur conventionnel, le diamètre D de la soufflante et le taux de dilution BPR ont été augmentés, ce qui a permis d’améliorer le rendement propulsif et de conserver une poussée comparable compte-tenu de la baisse du rapport de pression de la soufflante 2. Par ailleurs, le taux de compression global a été augmenté, ainsi que la température en entrée de la turbine haute pression 7, ce qui a permis d’augmenter le rendement thermique du système propulsif 1 . 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) et donc de réduire le nombre d’étages.

Claims

REVENDICATIONS
1. Section de soufflante (2) d’un système propulsif aéronautique, la section de soufflante (2) comprenant un rotor de soufflante (9) comprenant vingt-deux aubes (14) et ayant une solidité supérieure ou égale à 0,9 et inférieure ou égale à 1 ,3, de préférence supérieure ou égale à 1 ,0 et inférieure ou égale à 1 ,3, où la solidité est égale à un rapport entre une corde au sommet (21 ) d’aube (14) et un pas inter-aubes (14) en sommet d’aube, la section de soufflante (2) présentant :
- un rapport de pression supérieur ou égal à 1 ,05 et inférieur ou égal à 1 ,5 ; et
- une vitesse périphérique en sommet (21 ) d’aube (14) supérieure ou égale à 260 m/s et 400 m/s ; le rapport de pression et la vitesse périphérique étant mesurés en régime de croisière.
2. Section de soufflante (2) selon la revendication 1 , dans laquelle un diamètre du rotor de soufflante (9) est supérieur ou égal à 127 cm et inférieur ou égal à 304,8 cm, par exemple supérieur ou égal à 215,9 cm et inférieur ou égal à 304,8 cm, par exemple de l’ordre de 228,6 cm.
3. Section de soufflante (2) selon l’une des revendications 1 et 2, dans laquelle la vitesse périphérique au sommet (21 ) des aubes (14) est supérieure ou égale à 270 m/s et inférieure ou égale à 380 m/s.
4. Section de soufflante (2) selon l’une des revendications 1 à 3 présentant un rapport moyeu- tête supérieur ou égal à 0,22 et inférieur ou égal à 0,32, par exemple supérieur ou égal à 0,235 et inférieur ou égal à 0,30, par exemple encore inférieur ou égal à 0,27.
5. Section de soufflante (2) selon l’une des revendications 1 à 4 logée dans un carter de soufflante (12), les aubes (14) du rotor de soufflante (9) étant fixes en rotation par rapport à un moyeu (13) du rotor de soufflante (9) de sorte à présenter un calage fixe.
6. Section de soufflante selon l’une des revendications 1 à 5, comprenant en outre un stator de soufflante (16) comprenant au moins 38 aubes (16) de stator et au plus 48 aubes (16) de stator, par exemple exactement 40 aubes (16) de stator.
7. 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) selon l’une des revendications 1 à 6, le rotor de soufflante (9) étant entrainé en rotation par l’arbre de soufflante (20) ; et
- 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 ).
8. Système propulsif (1 ) aéronautique selon la revendication 7, dans lequel une densité de poussée par aube (14) du rotor de soufflante (9) de la section de soufflante (2) est supérieure ou égale à 0,5 x 104 et inférieure ou égale à 3,0 x 104 N/m2, où la densité de poussée par aube (14) est définie par la formule suivante :
Figure imgf000018_0001
100 et où : FN est la poussée générée par le système propulsif (1 ) et est mesurée lorsque le système propulsif (1 ) est en régime de croisière et est exprimée en Newton (N) ; n est le nombre de aubes (14) dans le rotor de soufflante (9) et est égal à vingt-deux ; 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 le sommet (21 ) et un bord d’attaque (22) des aubes (14) du rotor de soufflante (9), et est exprimé en mètres (m).
9. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 7 à 9, dans lequel un taux de dilution du système propulsif (1 ) est supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, par exemple entre 10 et 18 inclus.
10. Système propulsif (1) selon l’une des revendication 7 à 9, dans lequel une turbine d’entrainement (8) comprend au moins trois et au plus cinq étages.
11. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 7 à 10, dans lequel un compresseur (4) comprend au moins deux et au plus quatre étages.
12. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 7 à 11 , 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.
13. Système propulsif (1 ) selon la revendication 12, dans lequel le compresseur haute pression (5) comprend au moins huit et au plus onze étages.
14. Aéronef (100) comprenant au moins un système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 7 à 13 fixé à l’aéronef par l’intermédiaire d’un mât.
15. Procédé de dimensionnement d’une section de soufflante (2) d’un système propulsif aéronautique, la section de soufflante (2) comprenant un rotor de soufflante (9) comprenant vingt-deux aubes (14) et ayant une solidité supérieure ou égale à 0,9 et inférieure ou égale à 1 ,3, de préférence supérieure ou égale à 1 ,0 et inférieure ou égale à 1 ,3, où la solidité est égale à un rapport entre une corde au sommet (21 ) d’aube (14) et un pas inter-aubes (14) en sommet d’aube, la section de soufflante (2) présentant :
- un rapport de pression supérieur ou égal à 1 ,05 et inférieur ou égal à 1 ,5 ; et - une vitesse périphérique en sommet (21 ) d’aube (14) supérieure ou égale à 260 m/s et 400 m/s ; le rapport de pression et la vitesse périphérique étant mesurés en régime de croisière.
16. Procédé de dimensionnement selon la revendication 15, dans lequel la section de soufflante (2) est en outre dimensionnée de sorte qu’une densité de poussée par aube (14) du rotor de soufflante
(9) du système propulsif (1 ) est supérieure ou égale à 0,5 x 104 et inférieure ou égale à 3,0 x 104 N/m2 où la densité de poussée par aube (14) du rotor de soufflante (9) est définie par la formule suivante :
Figure imgf000019_0001
100 et où : FN est la poussée générée par le système propulsif (1 ) et est mesurée lorsque le système propulsif (1 ) est stationnaire en régime de croisière et est exprimée en Newton (N) ; n est le nombre de aubes (14) dans le rotor de soufflante (9) et est égal à vingt-deux ; et
D est le diamètre de soufflante, mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation (X) au niveau d’une intersection entre le sommet (21 ) et un bord d’attaque (22) des aubes (14) du rotor de soufflante (9), et est exprimé en mètres (m).
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