FR3042011A1 - PROPULSION ASSEMBLY OF AN AIRCRAFT EQUIPPED WITH A MAIN BLOWER AND AT LEAST ONE BLOW FAN - Google Patents
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Abstract
La présente invention porte sur un ensemble de propulsion d'un aéronef comprenant : - au moins une turbine principale (5, 6) montée suivant un axe longitudinal (XX); - au moins une soufflante principale (8) disposée suivant l'axe longitudinal (XX) et entrainée en rotation par ladite turbine principale; - au moins une turbine auxiliaire (7) montée suivant l'axe longitudinal (XX), la turbine auxiliaire étant indépendante de la turbine principale, - au moins une soufflante auxiliaire (9, 9') d'axe (XY, XY') décalé par rapport à l'axe longitudinal (XX) et entrainée par la turbine auxiliaire.The present invention relates to a propulsion assembly of an aircraft comprising: - at least one main turbine (5, 6) mounted along a longitudinal axis (XX); at least one main blower (8) disposed along the longitudinal axis (XX) and driven in rotation by said main turbine; - At least one auxiliary turbine (7) mounted along the longitudinal axis (XX), the auxiliary turbine being independent of the main turbine, - at least one auxiliary blower (9, 9 ') axis (XY, XY') offset from the longitudinal axis (XX) and driven by the auxiliary turbine.
Description
Ensemble de propulsion d’un aéronef équipé d’une soufflante principale et d’au moins une soufflante déportéePropulsion unit for an aircraft equipped with a main blower and at least one remote blower
Domaine de l’inventionField of the invention
La présente invention concerne le domaine aéronautique et porte sur un ensemble propulsif comportant au moins deux soufflantes entraînées par un même moteur. Elle vise en particulier, une soufflante disposé suivant le générateur de gaz et au moins une soufflante déportée par rapport à l’axe du générateur de gaz.The present invention relates to the aeronautical field and relates to a propulsion unit comprising at least two blowers driven by the same engine. In particular, it aims at a blower disposed along the gas generator and at least one blower offset relative to the axis of the gas generator.
Etat de l’artState of the art
Le présent déposant a entrepris des travaux portant sur une architecture d’ensemble propulsif à au moins deux soufflantes distribuées. Ceux ci ont pour objectifs de rechercher une optimisation du rendement propulsif grâce à un fort taux de dilution, tout en conservant une garde au sol acceptable et des soufflantes de taille réduite ayant un régime différent de celui de la turbine.The present applicant has undertaken work on an overall propulsion architecture for at least two distributed blowers. These objectives are to seek an optimization of the propulsive performance through a high dilution rate, while maintaining an acceptable ground clearance and reduced size blowers with a different regime than that of the turbine.
Une des solutions pour continuer à augmenter le taux de dilution sans compromettre les règles établies en terme d’intégration est de distribuer la propulsion sur divers modules de soufflantes de dimensions plus restreintes. Un schéma de principe d’un tel ensemble 1 est représenté sur les figures 1 et 2. Un générateur de gaz 3, comprend de façon classique un ensemble de compression alimentant en air une chambre de combustion annulaire ; les gaz issus de la chambre entraînent une ou plusieurs turbines reliées mécaniquement au compresseur et ici une turbine de puissance 5. Cette dernière est solidaire d’un arbre de puissance 6 coaxial au générateur de gaz 3. Cet arbre de puissance 6 entraîne par le biais d’un système de transmission approprié deux arbres radiaux intermédiaires entraînant chacun un arbre de soufflante 9, 9’ déporté, c'est-à-dire d’axe décalé par rapport à l’axe du générateur de gaz. Les arbres des soufflantes 9 et 9’ entraînent chacun une soufflante 10, 10’ d’axe déporté à celui du moteur. Un tel agencement permet d’atteindre les objectifs visés ci-dessus.One of the solutions to continue to increase the dilution rate without compromising the rules established in terms of integration is to distribute the propulsion on various smaller fan modules. A schematic diagram of such an assembly 1 is shown in FIGS. 1 and 2. A gas generator 3 conventionally comprises a compression assembly supplying air to an annular combustion chamber; the gases from the chamber drive one or more turbines mechanically connected to the compressor and here a power turbine 5. The latter is secured to a power shaft 6 coaxial with the gas generator 3. This power shaft 6 drives through of a suitable transmission system two intermediate radial shafts each driving a fan shaft 9, 9 'offset, that is to say of axis offset from the axis of the gas generator. The shafts of the blowers 9 and 9 'each drive a fan 10, 10' axis offset to that of the motor. Such an arrangement makes it possible to achieve the objectives referred to above.
Toutefois, la réalisation d’un système de transmission de ce type est complexe. Le jet du générateur de gaz « cisaille » directement l’air à température ambiante et génère un fort bruit caractéristique des avions de chasse à faible taux de dilution ou mono flux. A cela s’ajoute le fait que le générateur de gaz est très exposé aux ingestions de corps étrangers contrairement au cas d’une architecture classique où celui-ci est protégé par une soufflante.However, the realization of a transmission system of this type is complex. The jet of the gas generator "shears" directly at room temperature and generates a loud noise typical of fighter aircraft with low dilution or single flow. Added to this is the fact that the gas generator is very exposed to the ingestion of foreign bodies unlike the case of a conventional architecture where it is protected by a fan.
La présente invention a pour objectif de remédier à ce problème.The present invention aims to remedy this problem.
En particulier elle a pour objectif un agencement qui permet de conserver une architecture connue tout en augmentant le taux de dilution.In particular, it aims at an arrangement that makes it possible to maintain a known architecture while increasing the dilution ratio.
Exposé de l’inventionPresentation of the invention
On parvient à réaliser cet objectif avec un ensemble de propulsion d’un aéronef comprenant : - au moins une turbine principale montée suivant un axe longitudinal ; - au moins une soufflante principale disposée suivant l’axe longitudinal et entraînée en rotation par ladite turbine principale; - au moins une turbine auxiliaire montée suivant l’axe longitudinal, la turbine auxiliaire étant indépendante de la turbine principale ; et - au moins une soufflante auxiliaire d’axe décalé par rapport à l’axe longitudinal et entraînée par la turbine auxiliaire.It is possible to achieve this objective with a propulsion unit of an aircraft comprising: at least one main turbine mounted along a longitudinal axis; at least one main blower disposed along the longitudinal axis and driven in rotation by said main turbine; at least one auxiliary turbine mounted along the longitudinal axis, the auxiliary turbine being independent of the main turbine; and at least one auxiliary blower with axis offset relative to the longitudinal axis and driven by the auxiliary turbine.
Ainsi, lorsque le deuxième système de transmission de puissance est agencé en aval de la turbine d’entrainement de la soufflante principale, et, lorsque l’entrainement des soufflantes principale et auxiliaire(s) est réalisé par des turbines différentes et indépendantes, celles-ci sont déchargées en couple.Thus, when the second power transmission system is arranged downstream of the driving turbine of the main fan, and when the driving of the main and auxiliary fans (s) is performed by different and independent turbines, these They are unloaded as a couple.
Lorsque le deuxième système de transmission de puissance est agencé en amont du générateur de gaz cela permet de faciliter sont intégration car il s’agit d’une zone où les contraintes liées à la thermique (température de fonctionnement, dilatation des pièces, ...) sont bien moins fortes. L’ensemble selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres : - la turbine auxiliaire comprend une turbine libre de puissance entraînée par le générateur de gaz et entraînant en rotation la soufflante auxiliaire; - l’ensemble comprend deux soufflantes auxiliaires et deux turbines auxiliaires indépendantes l’une de l’autre et de la turbine principale ; - les soufflantes auxiliaires sont entraînées respectivement par une turbine auxiliaire ; - l’ensemble comprend un premier système de transmission de puissance relié à la soufflante auxiliaire et un deuxième système de transmission de puissance relié au premier système de transmission de puissance, le deuxième système de transmission de puissance étant agencé : o en aval de la turbine auxiliaire entre la turbine auxiliaire et la soufflante auxiliaire, ou o en amont de la turbine auxiliaire entre la soufflante auxiliaire et la soufflante principale. - le premier et/ou le deuxième système de transmission de puissance comprend un système d’engrenages différentiel ; - le système d’engrenage différentiel comprenant un carter, un arbre axial d’entrée, un porte-satellites entraîné par l’arbre d’entrée, des pignons satellites montés sur le porte-satellites, au moins un pignon de renvoi supporté par le carter et des arbres radiaux perpendiculaires chacun à l’arbre axial d’entrée, les arbres radiaux étant solidaires des pignons planétaires, le porte-satellites et l’arbre d’entrée étant coaxiaux, le porte-satellites formant un moyeu sur lequel les axes de rotation des satellites sont disposés radialement. - le premier et/ou le deuxième système de transmission de puissance comprend un réducteur de vitesse ; - le réducteur de vitesse est un mécanisme épicycloïdal ; - le premier et/ou le deuxième système de transmission de puissance comprend en série deux joints homocinétiques avec une liaison à glissière. - Le premier et/ou le deuxième système de transmission de puissance est localisé dans une zone de moteur non contrainte thermiquement, notamment en amont du générateur de gaz. - Le premier et/ou deuxième système de transmission de puissance est localisé en aval de la turbine. L’invention porte également sur un ensemble de propulsion comprenant de propulsion d’un aéronef comprenant : - au moins une turbine montée suivant un axe longitudinal; - au moins une soufflante principale disposée suivant l’axe longitudinal et entraînée en rotation par ladite turbine; - au moins une turbine auxiliaire montée suivant l’axe longitudinal; - au moins une soufflante auxiliaire d’axe décalé par rapport à l’axe longitudinal et entraînée par la turbine auxiliaire, la soufflante auxiliaire étant reliée à un premier système de transmission de puissance ; et - un deuxième système de transmission de puissance relié au premier système de transmission de puissance, le deuxième système de transmission de puissance étant agencé : o en aval de la turbine auxiliaire entre la turbine auxiliaire et la soufflante auxiliaire, o ou en amont de la turbine auxiliaire entre la soufflante auxiliaire et la soufflante principale.When the second power transmission system is arranged upstream of the gas generator that facilitates integration is because it is an area where the constraints related to the thermal (operating temperature, expansion of parts, ... ) are much weaker. The assembly according to the invention may comprise one or more of the following characteristics, taken separately from one another or in combination with each other: the auxiliary turbine comprises a free power turbine driven by the gas generator and driving in rotating the auxiliary blower; the assembly comprises two auxiliary blowers and two auxiliary turbines independent of each other and from the main turbine; the auxiliary blowers are driven respectively by an auxiliary turbine; the assembly comprises a first power transmission system connected to the auxiliary blower and a second power transmission system connected to the first power transmission system, the second power transmission system being arranged: downstream of the turbine auxiliary between the auxiliary turbine and the auxiliary blower, or o upstream of the auxiliary turbine between the auxiliary blower and the main blower. the first and / or second power transmission system comprises a differential gear system; the differential gear system comprising a housing, an axial input shaft, a planet carrier driven by the input shaft, planet gears mounted on the planet carrier, at least one idler gear supported by the housing and radial shafts each perpendicular to the axial input shaft, the radial shafts being integral with the planet gears, the planet carrier and the input shaft being coaxial, the planet carrier forming a hub on which the axes of rotation of the satellites are arranged radially. the first and / or the second power transmission system comprises a speed reducer; the speed reducer is an epicyclic mechanism; the first and / or the second power transmission system comprises in series two homokinetic joints with a slide connection. - The first and / or the second power transmission system is located in a motor zone not thermally constrained, in particular upstream of the gas generator. - The first and / or second power transmission system is located downstream of the turbine. The invention also relates to a propulsion assembly comprising propulsion of an aircraft comprising: - at least one turbine mounted along a longitudinal axis; at least one main blower disposed along the longitudinal axis and driven in rotation by said turbine; at least one auxiliary turbine mounted along the longitudinal axis; at least one auxiliary blower with an axis offset relative to the longitudinal axis and driven by the auxiliary turbine, the auxiliary blower being connected to a first power transmission system; and a second power transmission system connected to the first power transmission system, the second power transmission system being arranged: downstream of the auxiliary turbine between the auxiliary turbine and the auxiliary blower, or upstream of the auxiliary power turbine; auxiliary turbine between the auxiliary blower and the main blower.
Présentation des figures D’autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui suit d’un mode réalisation de l’invention non limitatif en référence aux dessins annexés sur lesquelsBRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS Other features and advantages will become apparent from the following description of one embodiment of the invention without limitation with reference to the accompanying drawings in which:
La figure 1 est une représentation schématique d’une architecture d’ensemble de propulsion d’aéronef selon l’art antérieur ;Figure 1 is a schematic representation of an aircraft propulsion assembly architecture according to the prior art;
La figure 2 représentation de manière schématique un premier mode de réalisation de l’agencement d’un module de soufflante auxiliaire entraîné par une turbine auxiliaire ;Figure 2 shows schematically a first embodiment of the arrangement of an auxiliary blower module driven by an auxiliary turbine;
La figure 3 représentation de manière schématique un deuxième mode de réalisation de l’agencement d’un module de soufflante auxiliaire dans une architecture standard ;Figure 3 shows schematically a second embodiment of the arrangement of an auxiliary blower module in a standard architecture;
La figure 4 montre une représentation schématique d’une variante du premier mode de réalisation selon la figure 3 ;FIG. 4 shows a schematic representation of a variant of the first embodiment according to FIG. 3;
La figure 5 montre une représentation schématique de l’agencement du module de soufflante auxiliaire suivant un autre mode de réalisation de l’invention ;Figure 5 shows a schematic representation of the arrangement of the auxiliary blower module according to another embodiment of the invention;
La figure 6 illustre de manière schématique une variante du mode de réalisation selon la figure 5 ;Figure 6 schematically illustrates a variant of the embodiment according to Figure 5;
La figure 7 illustre suivant une représentation schématique un autre mode de réalisation dans lequel il est agencé deux modules de soufflantes auxiliaires déportés par rapport à un générateur de gaz en amont duquel est installée une soufflante principale ;FIG. 7 illustrates in a diagrammatic representation another embodiment in which two remote auxiliary fan modules are arranged with respect to a gas generator upstream of which a main fan is installed;
La figure 8 illustre de manière schématique une variante du mode de réalisation selon la figure 7 ;Figure 8 schematically illustrates a variant of the embodiment according to Figure 7;
La figure 9 est une vue schématique d’un autre mode de réalisation de l’invention dans lequel deux modules de soufflantes sont déportés par rapport à l’axe d’un générateur de gaz double corps en amont duquel est installée une soufflante principale ;FIG. 9 is a schematic view of another embodiment of the invention in which two fan modules are offset with respect to the axis of a double-body gas generator upstream of which a main blower is installed;
La figure 10 est une variante du mode de réalisation selon la figure 9 ; Description détaillée d’un mode de réalisation de l’inventionFigure 10 is a variant of the embodiment according to Figure 9; Detailed description of an embodiment of the invention
Sur la figure 2 est représenté un ensemble 1 de propulsion d’un aéronef selon un premier mode de réalisation. Dans cet exemple l’ensemble de propulsion 1 est représenté monté sur la voilure 20 d’un aéronef. Cet ensemble 1 comprend suivant un axe longitudinal XX de l’amont vers l’aval un compresseur 2 basse pression (BP), un compresseur 3 haute pression (HP), une chambre de combustion 4, une turbine 5 haute pression (BP) et un turbine 6 basse pression (HP). Dans la présente invention, et de manière générale, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport à la circulation des gaz dans l’ensemble de propulsion. Le compresseur BP et la turbine BP sont reliés par un arbre BP pour former un corps basse pression. Le compresseur HP et la turbine HP sont reliés mécaniquement par un arbre haute pression pour former un corps haute pression. Les corps HP et BP forment le générateur de gaz qui est ici un moteur à turbine à gaz à double corps . Les corps BP et HP sont coaxiaux et sont montés rotatifs de manière indépendante. La chambre de combustion 4 est alimentée par l’air comprimé issu des compresseurs 2 et 3 en série. Les gaz produits dans la chambre de combustion 4 mettent en mouvement successivement la turbine 5 HP et 6 BP qui entraînent respectivement les deux compresseurs, 2 HP et 3 BP. L’ensemble comprend une soufflante 8 dite principale en amont du générateur de gaz. La soufflante principale 8 est carénée par un carter 51C. La turbine 6 BP dite turbine principale ici entraîne la soufflante 8. La soufflante principale 8 comprend un rotor supporté par l’arbre de la turbine BP avec des aubes en périphérie du rotor.In Figure 2 is shown a set 1 of propulsion of an aircraft according to a first embodiment. In this example the propulsion assembly 1 is shown mounted on the wing 20 of an aircraft. This assembly 1 comprises along a longitudinal axis XX from upstream to downstream a low pressure compressor 2 (BP), a high pressure compressor 3 (HP), a combustion chamber 4, a high pressure turbine 5 (BP) and a turbine 6 low pressure (HP). In the present invention, and in general, the terms "upstream" and "downstream" are defined with respect to the flow of gases in the propulsion assembly. The LP compressor and the LP turbine are connected by a LP shaft to form a low pressure body. The HP compressor and the HP turbine are mechanically connected by a high pressure shaft to form a high pressure body. The HP and LP bodies form the gas generator which is here a dual-body gas turbine engine. The BP and HP bodies are coaxial and are rotatably mounted independently. The combustion chamber 4 is supplied with compressed air from compressors 2 and 3 in series. The gases produced in the combustion chamber 4 successively move the turbine 5 HP and 6 BP which respectively drive the two compressors, 2 HP and 3 BP. The assembly includes a so-called main blower 8 upstream of the gas generator. The main blower 8 is careened by a housing 51C. The turbine 6 BP called main turbine here drives the fan 8. The main fan 8 comprises a rotor supported by the LP turbine shaft with vanes periphery of the rotor.
Le canal secondaire en aval de la soufflante 51 est selon ce mode de réalisation, court. Le flux secondaire et le flux primaire, ce dernier formant les gaz produits par la chambre de combustion, sont séparés, les deux flux sont éjectés dans l’atmosphère par des tuyères distinctes, concentriques. L’ensemble de propulsion pourrait cependant être à flux mélangés, les deux flux étant mélangés en amont de la tuyère d’éjection des gaz.The secondary channel downstream of the fan 51 is in this embodiment, short. The secondary flow and the primary flow, the latter forming the gases produced by the combustion chamber, are separated, the two streams are ejected into the atmosphere by separate, concentric nozzles. The propulsion assembly could however be mixed flow, the two streams being mixed upstream of the gas ejection nozzle.
Une turbine libre de puissance 7 dite turbine auxiliaire est également montée en aval de la turbine 6 BP. La turbine libre de puissance 7 est entraînée en rotation par les gaz du flux primaire du générateur de gaz de manière indépendante des corps BP et HP. Cette turbine libre de puissance 7 est solidaire d’un arbre de puissance 13 coaxial à l’axe longitudinal XX.A free power turbine 7 called auxiliary turbine is also mounted downstream of the turbine 6 BP. The free power turbine 7 is rotated by the gases of the primary flow of the gas generator independently of the BP and HP bodies. This free power turbine 7 is integral with a power shaft 13 coaxial with the longitudinal axis XX.
Une autre soufflante 9 dite auxiliaire est montée suivant un axe XY décalé par rapport à l’axe longitudinal XX. Nous comprenons par le terme « décalé » ou « déporté » que les axes XX et XY ne sont pas coaxiaux. La soufflante présente un carter 91. Dans le présente mode de réalisation, l’axe de la soufflante 9 est parallèle à celui du générateur de gaz. Le rotor de la soufflante est entraîné en rotation par un arbre intermédiaire 10. Celui-ci est, dans cet exemple, réalisé en deux parties. Une partie inférieure 10i et une partie supérieure 10s. Les deux parties sont reliées l’une à l’autre par un accouplement 10a approprié. Bien entendu, le rotor peut être entraîné par arbre intermédiaire 10 en une seule partiel 0.Another fan 9 said auxiliary is mounted along an axis XY offset with respect to the longitudinal axis XX. We understand by the term "offset" or "offset" that the XX and XY axes are not coaxial. The fan has a housing 91. In the present embodiment, the axis of the fan 9 is parallel to that of the gas generator. The rotor of the fan is rotated by an intermediate shaft 10. This is, in this example, made in two parts. A lower part 10i and an upper part 10s. The two parts are connected to each other by a suitable coupling 10a. Of course, the rotor can be driven by intermediate shaft 10 in a single part 0.
La partie supérieure 10s de l’arbre intermédiaire 10 est entraînée en rotation par l’arbre 13 de sortie de la turbine libre de puissance 7 au travers un premier système de transmission de puissance 11. Avantageusement mais non limitativement, ce premier système de transmission de puissance 11 comprend un engrenage de renvoi conique 11 ic. A l’autre extrémité la partie inférieure 10i coopère avec un deuxième système de transmission de puissance 12. Avantageusement, mais non limitativement, le deuxième système de transmission de puissance comprend un engrenage conique 12sc engrenant avec l’arbre 92a d’entrainement de la soufflante 9 par l’intermédiaire.The upper part 10s of the intermediate shaft 10 is rotated by the output shaft 13 of the free power turbine 7 through a first power transmission system 11. Advantageously but without limitation, this first transmission system power 11 comprises a conical gear 11 ic. At the other end the lower part 10i cooperates with a second power transmission system 12. Advantageously, but not exclusively, the second power transmission system comprises a conical gear 12sc meshing with the drive shaft 92a of the fan 9 through.
Des engrènements de roues coniques permettent de simplifier le l’intégration des différents modules. Le renvoi d’angle interne à la soufflante auxiliaire permet de réaliser des transformation de vitesse entre arbres d’entrée et arbres de sortie avec un rapport de multiplication compris entre 0.5 et 1.5.Conical wheel meshes make it possible to simplify the integration of the different modules. The internal angle return to the auxiliary blower allows speed transformations between input shafts and output shafts with a multiplication ratio between 0.5 and 1.5.
Le turbomoteur formé par le turboréacteur fournit une partie de la poussée sur l’aéronef par l’ensemble du flux primaire et secondaire qui est produit. La turbine libre de puissance 7 entraîne en rotation le rotor de la soufflante 9 via l’arbre intermédiaire 10 et les premier et deuxième système de transmission de puissance.The turbine engine formed by the turbojet provides part of the thrust on the aircraft by the entire primary and secondary flow that is produced. The free power turbine 7 rotates the rotor of the fan 9 via the intermediate shaft 10 and the first and second power transmission system.
Cet ensemble de propulsion 1 est représenté monté sur la voilure 3 d’un aéronef avec la soufflante auxiliaire au-dessus de l’aire et la soufflante principale en-dessous de l’aile. L’aéronef comporte au moins deux tels ensembles de propulsion, un sur chaque aile. L’ensemble comprend un turboréacteur suspendu à un pylône sous l’aile en avant par rapport au bord d’attaque de l’aile. Bien entendu, La soufflante est montée sur l’aile par l’intermédiaire d’un pylône 11 ou de toute autre structure équivalente formant support de la soufflante sur l’aile. Bien entendu, la soufflante auxiliaire et la soufflante principale peuvent être disposées dans un plan horizontal plutôt que vertical.This propulsion assembly 1 is shown mounted on the wing 3 of an aircraft with the auxiliary blower above the area and the main blower below the wing. The aircraft comprises at least two such propulsion units, one on each wing. The assembly comprises a turbojet engine suspended from a pylon under the wing forward with respect to the leading edge of the wing. Of course, the fan is mounted on the wing by means of a pylon 11 or any other equivalent structure forming the support of the fan on the wing. Of course, the auxiliary blower and the main blower can be arranged in a horizontal rather than vertical plane.
Suivant une variante de réalisation non illustré, le premier système de transmission de puissance comprend en outre une liaison comportant un premier et un deuxième joints homocinétiques de type rotule à doigt reliés par une liaison à glissière. Le premier joint est relié à l’arbre intermédiaire tandis que le deuxième joint est relié au rotor de soufflante. Cette combinaison permet de rattraper les déplacements angulaires entre les déplacements axiaux et radiaux de l’arbre intermédiaire.According to a non-illustrated embodiment, the first power transmission system further comprises a link comprising a first and a second constant velocity joint type joints connected by a slide connection. The first seal is connected to the intermediate shaft while the second seal is connected to the fan rotor. This combination makes it possible to make up for the angular displacements between the axial and radial displacements of the intermediate shaft.
Avantageusement, mais non limitativement, le ou les joints peuvent être un joint Rzeppa. Un tel joint comprend un axe d’entraînement et un axe entraîné ; un bol est solidaire d’un axe et une noix est solidaire de l’autre axe avec interposition de billes. L’agencement entre ces éléments est réalisé de façon à permettre un entraînement de l’axe entraîné à la même vitesse de rotation que l’axe d’entrée tout en admettant un désalignement angulaire entre eux.Advantageously, but not exclusively, the seal (s) may be a Rzeppa seal. Such a seal comprises a drive shaft and a driven shaft; a bowl is secured to one axis and a nut is integral with the other axis with the interposition of balls. The arrangement between these elements is made so as to allow a drive of the driven axis at the same speed of rotation as the input axis while admitting an angular misalignment between them.
Avantageusement, mais non limitativement, le ou les joints peuvent être un joint VL coulissant connu en soi. Ce joint comprend un axe d’entraînement et un axe entraîné. Des billes retenues dans une cage sont mobiles à l’intérieur de gorges croisées, respectivement extérieures et intérieures. Les gorges permettent un déplacement axial d’un axe par rapport à l’autre tout en assurant la transmission de couple. Le second joint peut aussi être un joint de Rzeppa. La liaison entre les deux joints étant alors coulissante, par exemple par le moyen de cannelures glissantes. L’arbre de liaison entre le soufflante principale et le module de soufflante auxiliaire peut être incliné suivant un angle compris entre -45° et + 45° par rapport aux axes des organes moteurs et récepteurs. Cette configuration permet de jouer sur la position axiale du module de soufflante auxiliaire par rapport à la soufflante principale et générateur de gaz.Advantageously, but not exclusively, the seal or joints may be a sliding VL seal known per se. This seal comprises a drive shaft and a driven shaft. Balls retained in a cage are movable inside cross grooves, respectively outer and inner. The grooves allow axial displacement of one axis relative to the other while ensuring the transmission of torque. The second seal can also be a Rzeppa seal. The connection between the two joints then being sliding, for example by means of sliding splines. The connecting shaft between the main blower and the auxiliary blower module can be inclined at an angle between -45 ° and + 45 ° relative to the axes of the driving and receiving members. This configuration allows to play on the axial position of the auxiliary blower module relative to the main blower and gas generator.
Suivant encore une autre variante de réalisation, le premier système de transmission de puissance peut comprendre un système d’engrenages différentiel.According to yet another alternative embodiment, the first power transmission system may comprise a differential gear system.
Suivant encore une autre variante de réalisation de l’invention, le premier système de transmission de puissance peut comprendre un réducteur de vitesse. En particulier, la soufflante auxiliaire 9 est entraînée par son arbre de soufflante qui est lui-même entraîné au travers d’un réducteur de vitesse supporté par l’arbre 10. Le réducteur est de préférence à train épicycloïdal avec un planétaire, une couronne et des satellites. Les satellites sont supportés par un châssis fixe, attaché au carter de l’ensemble propulsif. Les roues formant les satellites engrènent d’une part sur les dents du pignon planétaire et d’autre part sur les dents de la couronne. Le planétaire engrène avec le jeu de satellites, dont le nombre dépend de la dimension du réducteur, du rapport de réduction et du couple en entrée.According to yet another embodiment of the invention, the first power transmission system may comprise a speed reducer. In particular, the auxiliary blower 9 is driven by its fan shaft which is itself driven through a speed reducer supported by the shaft 10. The gearbox is preferably epicyclic gear with a sun gear, a ring gear and satellites. The satellites are supported by a fixed frame, attached to the casing of the propulsion unit. The wheels forming the satellites mesh on the one hand on the teeth of the sun gear and on the other hand on the teeth of the crown. The sun gear meshes with the set of satellites, the number of which depends on the size of the gearbox, the gear ratio and the input torque.
Ces satellites sont, selon un mode de réalisation, à dentures hélicoïdales à double chevrons. Dans ce cas, il y a blocage du degré de liberté en translation sur l’axe de la soufflante entre les différents composants du réducteur. Afin de ne pas subir d’importantes contraintes internes lors de la dilatation axiales de l’environnement sous charge thermique, on restaure le degré de liberté en translation axiale entre chaque composant. On peut par exemple dans ce but utiliser un guidage des satellites par des paliers lisses sans butée axiale et une liaison rotor de soufflante / couronne réalisée à l’aide d’une cannelure non bloquée axialement et donc glissante sur l’axe de la soufflante.These satellites are, according to one embodiment, double helical helical gears. In this case, there is a blockage of the degree of freedom in translation on the axis of the blower between the various components of the gearbox. In order not to undergo significant internal stresses during the axial expansion of the environment under thermal load, restores the degree of freedom in axial translation between each component. For example, it is possible for this purpose to use a guide of the satellites by plain bearings without axial stop and a fan / crown rotor connection made using a spline which is not locked axially and therefore slippery on the axis of the blower.
Ces satellites sont selon un autre mode de réalisation à dentures droites. Le degré de liberté en translation axiale est maintenu entre planétaire/satellites et satellites/couronne. Il n’est dans ce cas pas nécessaire d’utiliser des cannelures glissantes et il est possible de privilégier par exemple l’emploi de paliers à rouleaux sphériques pour le guidage de satellites. L’élément d’arbre de la soufflante 9 est en prise, en entrée du réducteur, avec le planétaire et, en sortie, l’arbre de soufflante est entraîné par la couronne de laquelle il est solidaire. Les arbres disposés suivant l’axe XY, supportés par des jeux de paliers à billes ou à rouleaux à la structure fixe de l’ensemble propulsif, sont ici coaxiaux selon la direction XY qui est parallèle et décalée par rapport à la direction XY de l’arbre 13.These satellites are according to another embodiment with straight teeth. The degree of freedom in axial translation is maintained between planet / satellites and satellites / crown. In this case, it is not necessary to use sliding splines and it is possible to favor, for example, the use of spherical roller bearings for the guidance of satellites. The shaft element of the fan 9 is engaged, at the input of the gearbox, with the sun gear and, at the output, the fan shaft is driven by the ring of which it is integral. The shafts arranged along the axis XY, supported by sets of ball or roller bearings with the fixed structure of the propulsion unit, are here coaxial in the direction XY which is parallel and offset with respect to the direction XY of the tree 13.
Le réducteur peut être un réducteur plan ou sphérique.The reducer may be a planar or spherical reducer.
Sur la figure 3 est illustré un autre mode de réalisation d’un ensemble de propulsion. Les éléments identiques à ceux des figures 2 sont désignés par les mêmes références numériques. L’ensemble de propulsion comprend un corps BP et un corps HP montés rotatifs suivant l’axe longitudinal XX de manière indépendante. Le corps BP comprend un compresseur BP et une turbine BP reliés par un arbre basse pression. Entre ces derniers sont agencés un compresseur HP et une turbine HP formant le corps HP. Les corps HP et BP forment le générateur de gaz. Il s’agit là d’un moteur à turbine à gaz à double corps. Dans cet exemple une autre soufflante 9 auxiliaire est également montée en amont du compresseur BP. Cette soufflante auxiliaire 9 est disposée suivant un axe XY décalé par rapport à l’axe longitudinal XX. La soufflante auxiliaire 9 est entraînée par l’arbre de puissance de la turbine libre de puissance 7 via un premier système de transmission de puissance 12 disposé entre la soufflante principale et la soufflante auxiliaire 9. Le premier système de transmission de puissance 12 et la soufflante auxiliaire 9 forme un module de soufflante.In Figure 3 is illustrated another embodiment of a propulsion assembly. The elements identical to those of FIG. 2 are designated by the same reference numerals. The propulsion assembly comprises a BP body and an HP body rotatably mounted along the longitudinal axis XX independently. The BP body comprises a LP compressor and a LP turbine connected by a low pressure shaft. Between these are arranged an HP compressor and an HP turbine forming the HP body. The HP and BP bodies form the gas generator. This is a double-body gas turbine engine. In this example another auxiliary fan 9 is also mounted upstream of the compressor BP. This auxiliary blower 9 is disposed along an axis XY offset with respect to the longitudinal axis XX. The auxiliary blower 9 is driven by the power shaft of the free power turbine 7 via a first power transmission system 12 arranged between the main blower and the auxiliary blower 9. The first power transmission system 12 and the blower auxiliary 9 forms a fan module.
La soufflante principale 8 est également entraînée par la turbine libre de puissance 7 au moyen d’un deuxième système de transmission de puissance 12. En d’autres termes, la soufflante auxiliaire et la soufflante principale sont entraînées ici par la même turbine libre de puissance.The main blower 8 is also driven by the free power turbine 7 by means of a second power transmission system 12. In other words, the auxiliary blower and the main blower are driven here by the same free power turbine. .
Le premier système de transmission 12 de puissance et le deuxième systèmes de transmission de puissance sont similaires à ceux exposés dans le premier mode de réalisation illustrés sur la figure 1.The first power transmission system 12 and the second power transmission systems are similar to those disclosed in the first embodiment illustrated in FIG.
Suivant une variante du mode de réalisation précédente illustré sur la figure 4, la soufflante principale 8 est disposée en amont du compresseur BP. Le deuxième système de transmission de puissance est disposé en aval de la turbine libre de puissance 7 et est relié à la soufflante auxiliaire 9 déportée suivant l’axe XY par rapport à l’axe longitudinal XX. Le deuxième système de transmission de puissance est relié mécaniquement au premier système de transmission de puissance.According to a variant of the previous embodiment illustrated in Figure 4, the main fan 8 is disposed upstream of the compressor BP. The second power transmission system is disposed downstream of the free power turbine 7 and is connected to the auxiliary fan 9 offset along the axis XY with respect to the longitudinal axis XX. The second power transmission system is mechanically connected to the first power transmission system.
Sur la figure 5 est représenté un autre mode de réalisation d’un ensemble de propulsion. Sur cette figure, des éléments identiques à ceux des figures 1 et 2 sont désignés par les mêmes références numériques. L’ensemble de propulsion comprend un corps BP et un corps HP montés rotatifs suivant l’axe longitudinal XX de manière indépendante. Le corps BP comprend un compresseur BP et une turbine BP reliés par un arbre basse pression. Entre ces derniers sont agencés un compresseur HP et une turbine HP formant le corps HP. Les corps HP et BP forment le générateur de gaz. Il s’agit là d’un moteur à turbine à gaz à double corps. En amont du compresseur BP 2 est agencée une soufflante principale 8 laquelle comprend un rotor de soufflante solidaire de l’arbre BP du compresseur BP. La soufflante principale 8 est entraînée en rotation par la turbine BP dite turbine principale.In Figure 5 is shown another embodiment of a set of propulsion. In this figure, identical elements to those of Figures 1 and 2 are designated by the same reference numerals. The propulsion assembly comprises a BP body and an HP body rotatably mounted along the longitudinal axis XX independently. The BP body comprises a LP compressor and a LP turbine connected by a low pressure shaft. Between these are arranged an HP compressor and an HP turbine forming the HP body. The HP and BP bodies form the gas generator. This is a double-body gas turbine engine. Upstream of the compressor BP 2 is arranged a main blower 8 which comprises a blower rotor integral with the LP shaft of the compressor BP. The main blower 8 is rotated by the turbine BP said main turbine.
Une soufflante auxiliaire 9 est également disposée suivant un axe XY décalé par rapport à l’axe longitudinal XX du générateur de gaz. La soufflante auxiliaire 9 est entraînée par l’arbre BP de la turbine BP via le premier système de transmission 12. Entre le compresseur BP 2 et le rotor de soufflante principale 8 est agencé le deuxième système de transmission de puissance. L’arbre intermédiaire 10 relie mécaniquement le premier et le deuxième systèmes de transmission de puissance.An auxiliary blower 9 is also arranged along an axis XY offset with respect to the longitudinal axis XX of the gas generator. The auxiliary blower 9 is driven by the LP shaft of the LP turbine via the first transmission system 12. Between the LP compressor 2 and the main fan rotor 8 is arranged the second power transmission system. The intermediate shaft 10 mechanically connects the first and the second power transmission systems.
Le premier et/ou le deuxième système de transmission de puissance sont similaires à ceux présentés dans le premier mode de réalisation.The first and / or the second power transmission system are similar to those presented in the first embodiment.
Suivant une variante de ce mode de réalisation précédent illustré sur la figure 6, le rotor de soufflante principale 8 est disposé en amont du compresseur BP. Le rotor de la soufflante 8 est solidaire de l’arbre du compresseur BP et est entraîné directement par la turbine BP. Une soufflante auxiliaire 9 est disposée suivant un axe XY décalé par rapport à l’axe longitudinal XX du générateur de gaz. Le deuxième système de transmission 11 de puissance est agencé en aval de la turbine BP. Celui-ci est relié mécaniquement au premier système de transmission 12 de puissance via l’arbre intermédiaire 10.According to a variant of this previous embodiment illustrated in Figure 6, the main fan rotor 8 is disposed upstream of the compressor BP. The rotor of the blower 8 is integral with the shaft of the LP compressor and is driven directly by the LP turbine. An auxiliary blower 9 is disposed along an axis XY offset with respect to the longitudinal axis XX of the gas generator. The second power transmission system 11 is arranged downstream of the LP turbine. This is mechanically connected to the first power transmission system 12 via the intermediate shaft 10.
Suivant encore un mode de réalisation illustré sur la figure 7, l’ensemble 1 de propulsion comprend un corps HP et un corps BP suivant l’axe longitudinal XX. Une turbine libre de puissance 7 est également disposé suivant l’axe XX et en aval de la turbine BP. La turbine libre de puissance 7 est entraînée en rotation par les gaz du générateur de gaz de manière indépendante des corps BP et HP. Trois soufflantes sont disposées en amont du compresseur du générateur de gaz formé par les corps BP et HP. En particulier, l’ensemble de propulsion 1 comprend une soufflante principale 8 montée suivant l’axe du générateur de gaz et entraînée par la turbine libre de puissance 7 et deux soufflantes auxiliaires 9, 9’ agencées de part et d’autre de la soufflante principale 8. Les soufflantes auxiliaires 9, 9’ sont montées chacune respectivement suivant un axe XY et XY’ décalé par rapport à l’axe longitudinal XX. Les soufflantes auxiliaires 9,9’ sont entraînées en rotation par la turbine libre de puissance 7. Chaque rotor de soufflante auxiliaire 9, 9’ est relié mécaniquement à un premier système de transmission de puissance. Le rotor de soufflante principale 8 est relié mécaniquement au deuxième système de transmission de puissance disposé en amont du compresseur BP 2. Des premier et deuxième arbres intermédiaires radiaux relient respectivement les premiers systèmes de transmission de puissance au deuxième système de transmission de puissance.According to another embodiment illustrated in FIG. 7, the propulsion unit 1 comprises an HP body and a BP body along the longitudinal axis XX. A free power turbine 7 is also disposed along the axis XX and downstream of the LP turbine. The free power turbine 7 is rotated by the gases of the gas generator independently of the BP and HP bodies. Three blowers are arranged upstream of the compressor of the gas generator formed by the BP and HP bodies. In particular, the propulsion unit 1 comprises a main blower 8 mounted along the axis of the gas generator and driven by the free power turbine 7 and two auxiliary blowers 9, 9 'arranged on either side of the blower 8. The auxiliary blowers 9, 9 'are each respectively mounted along an axis XY and XY' offset with respect to the longitudinal axis XX. The auxiliary blowers 9, 9 'are rotated by the free power turbine 7. Each auxiliary blower rotor 9, 9' is mechanically connected to a first power transmission system. The main fan rotor 8 is mechanically connected to the second power transmission system arranged upstream of the LP compressor 2. First and second radial intermediate shafts connect respectively the first power transmission systems to the second power transmission system.
Le premier et/ou le deuxième système de transmission de puissance sont similaires à ceux présentés dans le premier mode de réalisation.The first and / or the second power transmission system are similar to those presented in the first embodiment.
Suivant une variante du mode de réalisation précédent illustré sur la figure 8, l’ensemble de propulsion comprend également trois soufflantes. La soufflante principale est agencée en amont du générateur de gaz et est entraînée en rotation par la turbine libre de puissance 7 suivant l’axe longitudinal XX. Les deux soufflantes auxiliaires 9, 9’ sont montées respectivement suivant les axes XY, XY’ déportés par rapport à l’axe XX. Le deuxième système de transmission 12 de puissance est agencé en aval de la turbine libre de puissance 7. Les premiers systèmes de transmission de puissance des soufflantes auxiliaires 9, 9’ déportés sont reliés mécaniquement au deuxième système de transmission de puissance via des arbres intermédiaires 10, 10’.According to a variant of the previous embodiment illustrated in FIG. 8, the propulsion assembly also comprises three blowers. The main blower is arranged upstream of the gas generator and is rotated by the free power turbine 7 along the longitudinal axis XX. The two auxiliary blowers 9, 9 'are respectively mounted along the axes XY, XY' offset with respect to the axis XX. The second power transmission system 12 is arranged downstream of the free power turbine 7. The first power transmission systems of the remote auxiliary blowers 9, 9 'are mechanically connected to the second power transmission system via intermediate shafts 10 , 10 '.
Sur la figure 9 est représenté un autre mode de réalisation d’un ensemble de propulsion. Ici, l’ensemble comprend un corps HP et un corps BP formant un générateur de gaz. Le rotor de la soufflante principale 8 est solidaire de l’arbre BP du compresseur BP et est entraînée par la turbine BP. Le deuxième système de transmission de puissance est monté en amont du compresseur BP et est relié à deux soufflantes auxiliaires 9, 9’ déportés. En particulier chaque soufflante auxiliaire 9, 9’ est reliée à un premier système de transmission de puissance lui-même relié au deuxième système de transmission de puissance via des arbres intermédiaires 10, 10’.In Figure 9 is shown another embodiment of a propulsion assembly. Here, the assembly comprises an HP body and a BP body forming a gas generator. The rotor of the main blower 8 is integral with the BP shaft of the LP compressor and is driven by the LP turbine. The second power transmission system is mounted upstream of the LP compressor and is connected to two remote auxiliary blowers 9, 9 '. In particular, each auxiliary blower 9, 9 'is connected to a first power transmission system which is itself connected to the second power transmission system via intermediate shafts 10, 10'.
Le premier et/ou le deuxième système de transmission de puissance sont similaires à ceux présentés dans le premier mode de réalisation.The first and / or the second power transmission system are similar to those presented in the first embodiment.
Suivant une variante de ce mode de réalisation précédent illustré sur la figure 10, le rotor de soufflante principale est disposé en amont du compresseur BP. Le deuxième système de transmission de puissance est agencé en aval de la turbine BP. Celui-ci est relié mécaniquement à deux soufflantes auxiliaires 9,9’ montées sur un axe décalé par rapport à l’axe XX du générateur de gaz via des premiers système de transmission de puissance.According to a variant of this previous embodiment illustrated in FIG. 10, the main fan rotor is disposed upstream of the compressor BP. The second power transmission system is arranged downstream of the LP turbine. This is mechanically connected to two auxiliary blowers 9,9 'mounted on an axis offset from the axis XX of the gas generator via first power transmission system.
Ainsi, ces différentes configurations permettent de simplifier la conception d’un système propulsif à propulsion distribuée en conservant une architecture connue sur laquelle au moins un module de soufflante additionnel est intégré. Le flux d’éjection du générateur est couvert par le flux d’éjection de la soufflante principale, le delta de vitesse réduit entre les deux flux d’éjection permet de réduire l’effet de cisaillement des couches d’air et de réduire considérablement le bruit de jet perçu. Cette configuration permet de répondre également aux normes acoustiques aéronautiques en vigueur et futures.Thus, these different configurations make it possible to simplify the design of a propulsion system with distributed propulsion by keeping a known architecture on which at least one additional fan module is integrated. The ejection flow of the generator is covered by the ejection flow of the main blower, the reduced speed delta between the two ejection flows makes it possible to reduce the shear effect of the air layers and considerably reduce the perceived jet noise. This configuration also meets current and future aeronautical noise standards.
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