FR3043653A1 - Ensemble de propulsion d'un aeronef comportant un generateur de gaz et deux soufflantes deportees - Google Patents

Ensemble de propulsion d'un aeronef comportant un generateur de gaz et deux soufflantes deportees Download PDF

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Abstract

L'invention concerne un ensemble de propulsion (10) d'un aéronef, comprenant un unique générateur de gaz (11) et deux soufflantes (12) entraînées en rotation par le générateur de gaz (11) et déportées de part et d'autre d'un plan vertical passant par un axe longitudinal (X) du générateur de gaz, les axes de rotation des soufflantes s'étendant sensiblement dans un même plan de soufflantes. Selon l'invention, l'ensemble de propulsion (10) comprend un carénage (15) d'entrée d'air formé à l'amont d'une nacelle (25) reliant les soufflantes, ledit carénage (15) présentant entre les soufflantes (12) une ouverture d'entrée d'air (17) s'étendant sensiblement perpendiculairement au plan de soufflantes et de part et d'autre de ce plan, l'ensemble de propulsion comprenant en outre un dispositif d'amenée d'air configuré pour alimenter le générateur de gaz (11) avec une partie de l'air entrant et pour prélever dans la partie restante de l'air entrant un flux d'air de refroidissement destiné à refroidir des éléments de l'ensemble de propulsion et/ou une voilure supportant l'ensemble de propulsion.

Description

Ensemble de propulsion d’un aéronef comportant un générateur de gaz et deux soufflantes déportées 1. Domaine de l’invention
La présente invention concerne le domaine aéronautique et vise un ensemble de propulsion comportant au moins deux soufflantes entraînées par un générateur de gaz. 2. Etat de la technique
De nouvelles architectures d’ensemble de propulsion comportant au moins deux soufflantes déportées par rapport à un générateur de gaz, le plus souvent sous la voilure d’un aéronef, ont été proposées pour optimiser le rendement propulsif grâce à un fort taux de dilution ou BPR (pour la désignation anglaise « Bypass Ratio ») tout en conservant une garde au sol acceptable et des soufflantes de taille réduite. Le taux de dilution est le ratio entre le débit de flux secondaire ou flux froid traversant la ou les soufflantes pour générer une poussée et un flux primaire ou flux chaud traversant le générateur de gaz. Une telle architecture prévoit que les soufflantes et le générateur de gaz soient disposés chacun dans des carters plus ou moins accolés les uns aux autres. Ces carters se prolongent vers l’aval en référence à la circulation des gaz dans l’ensemble de propulsion et le carter du générateur de gaz est disposé à cheval des carters de soufflantes.
En raison des soufflantes désaxées sur les côtés du générateur de gaz, et dès lors que l’entrée d’air de celui-ci est disposée dans un espace restreint ménagé entre les deux carters de soufflante, cet espace génère un écoulement sonique, voire supersonique qui implique une forte traînée altérant le rendement de l’ensemble de propulsion. Un autre inconvénient de cette architecture réside dans le fait que l’entrée d’air du générateur de gaz est susceptible d’ingérer des particules également appelées corps étrangers tels que du sable, de la grêle, des oiseaux, ou autres. 3. Objectif de l’invention
La présente invention a pour objectif de fournir un ensemble de propulsion permettant notamment de réduire la traînée aérodynamique. 4. Exposé de l’invention
On parvient à cet objectif conformément à l’invention grâce à un ensemble de propulsion d’un aéronef, comprenant un unique générateur de gaz et deux soufflantes entraînées en rotation par le générateur de gaz et déportées de part et d’autre d’un plan vertical passant par un axe longitudinal du générateur de gaz, les axes de rotation des soufflantes s’étendant sensiblement dans un même plan de soufflantes, l’ensemble de propulsion comprenant un carénage d’entrée d’air formé à l’amont d’une nacelle reliant les soufflantes, ledit carénage présentant entre les soufflantes une ouverture d’entrée d’air s’étendant sensiblement perpendiculairement au plan de soufflantes et de part et d’autre de ce plan, l’ensemble de propulsion comprenant en outre un dispositif d’amenée d’air configuré pour alimenter le générateur de gaz avec une partie de l’air entrant et pour prélever dans la partie restante de l’air entrant un flux d’air de refroidissement destiné à refroidir des éléments de l’ensemble de propulsion et/ou une voilure supportant l’ensemble de propulsion.
Ainsi, cette solution permet d’atteindre l’objectif susmentionné. Le fait de disposer une entrée d’air carénée, faisant partie d’une nacelle reliant les deux soufflantes, entre l’espace restreint situé entre les deux soufflantes permet de combler cet espace ou zone inter-soufflantes sujet à de forts Machs. Cette configuration permet également d’alimenter le générateur de gaz tout en refroidissant celui-ci et/ou des équipements adjacents en pénalisant le moins possible la traînée aérodynamique.
Selon une caractéristique de l’invention, l’axe longitudinal du générateur de gaz passe à l’intérieur de l’ouverture d’entrée d’air.
Selon une autre caractéristique de l’invention, les soufflantes présentent des lèvres d’entrée d’air définies dans un même plan.
Selon une autre caractéristique de l’invention, les soufflantes présentent des lèvres d’entrée d’air définies dans des plans décalés axialement et sensiblement parallèles. De la sorte, dans une configuration typique où le bord d’attaque de la voilure présente une flèche avec l’axe du fuselage, cette disposition permet une distribution équitable du flux entre les soufflantes intérieure et extérieure en particulier lors d’une phase d’ascension de l’aéronef, en évitant que l’air incident entrant dans les soufflantes ne soit gêné par le bord d’attaque de la voilure.
De manière avantageuse, mais non limitativement, l’ouverture d’entrée d’air est située sensiblement dans le même plan que celui défini par la lèvre d’entrée d’air de la soufflante la plus en aval.
Selon une autre caractéristique de l’invention, l’ouverture d’entrée d’air est formée en une seule partie.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, l’ouverture d’entrée d’air est formée de deux parties réparties de part et d’autre du plan de soufflantes et séparées entre elles par une paroi.
Selon une autre caractéristique de l’invention l’ouverture d’entrée d’air ou les deux ouvertures d’entrée d’air est(sont) cintré(es). Ce cintrage permet de s’adapter aux parois des soufflantes généralement de section circulaire.
Selon une autre caractéristique de l’invention, l’ouverture d’entrée d’air présente une symétrie par rapport à un plan vertical passant par l’axe longitudinal du générateur de gaz.
Selon encore une autre caractéristique de l’invention, l’axe longitudinal du générateur de gaz est situé au-dessus du plan de soufflantes, et le dispositif d’amenée d’air comprend une manche d’entrée d’air alimentant le générateur de gaz, ladite manche d’entrée d’air comportant à l’amont un conduit d’entrée présentant une ouverture située essentiellement sous le plan de soufflantes.
Selon encore une autre caractéristique de l’invention, le dispositif d’amenée d’air comprend un conduit de ventilation situé essentiellement au-dessus du plan de soufflantes et duquel est prélevé le flux d’air de refroidissement. L’invention concerne également une voilure d’aéronef supportant un ensemble de propulsion selon l’une quelconque des caractéristiques susmentionnées. 5. Brève description des figures L’invention sera mieux comprise, et d’autres buts, détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la description explicative détaillée qui va suivre, de modes de réalisation de l’invention donnés à titre d’exemples purement illustratifs et non limitatifs, en référence aux dessins schématiques annexés dans lesquels :
La figure 1 montre une vue partielle et de face d’une voilure d’aéronef supportant un ensemble de propulsion selon l’invention ;
Les figures 2 à 4 sont des vues de dessous d’une voilure à laquelle est accroché un ensemble de propulsion dont les soufflantes et le générateur de gaz sont agencés suivant différents modes de réalisation ;
La figure 5 est vue en perspective d’une voilure supportant un ensemble de propulsion selon un autre mode de réalisation de l’invention ;
La figure 6 est une représentation schématique d’un autre de mode de réalisation de l’ensemble de propulsion selon l’invention ;
La figure 7 est une vue en coupe transversale et schématique d’un ensemble de propulsion accroché sous une voilure suivant un autre mode de réalisation ; et,
La figure 8 est une vue en coupe transversale et schématique d’un ensemble de propulsion selon l’invention, montrant un exemple de réalisation du dispositif d’amenée d’air. 6. Description de modes de réalisation de l’invention
La figure 1 est une vue partielle d’une des voilures propulsives ou ailes latérales 1 de sustentation d’un aéronef, et en particulier d’un avion (non représenté), implantées dans un fuselage de l’avion. Cette voilure 1 s’étend suivant une direction d’envergure E-E depuis le fuselage et comprend une surface supérieure 2 dite extrados et une surface inférieure 3 dite intrados opposée par rapport à un plan comprenant la direction d’envergure E-E. Les surfaces d’intrados et d’extrados 2, 3 sont reliées l’une à l’autre par un bord d’attaque 4 en amont et un bord de fuite 5 en aval de la voilure. Dans la présente invention les termes « amont >> et « aval » sont définis par rapport à la direction d’avancement de l’avion.
Un ensemble de propulsion 10 supporté par chaque voilure propulsive 1 comprend un générateur de gaz 11 d’axe longitudinal X sensiblement parallèle à l’axe d’allongement du fuselage et deux soufflantes 12 d’axes déportés par rapport à un plan vertical passant par l’axe du générateur de gaz. Les soufflantes sont disposées de part et d’autre du générateur de gaz. De préférence, mais non limitativement les axes des soufflantes sont définies dans un même plan PS. Ce plan PS est sensiblement parallèle au plan dans lequel est définie la direction d’envergure E-E, soit la voilure 1 de l’avion.
Les soufflantes 12 sont écartées l’une de l’autre de sorte à permettre l’installation du générateur de gaz 11. L’axe longitudinal X du générateur de gaz 11 peut être compris dans le même plan PS que les axes des soufflantes ou être décalé verticalement par rapport au plan des axes des soufflantes, ce qui permet de plus rapprocher les soufflantes 12 l’une de l’autre. A cet effet, le générateur de gaz 11 est logé dans un carter 13 et les soufflantes 12 sont chacune disposée dans un carter de soufflante 14. Les carters 13, 14 sont accrochés directement à l’ossature de la voilure 1 ou via un pylône. Le générateur de gaz peut être disposé derrière les carters de soufflantes (cf. figure 2) ou au moins en partie entre les carters de soufflantes (cf. figures 3 et 4).
La partie supérieure des carters 13,14 est agencée sensiblement dans un même plan. Cette configuration permet de faciliter l’accrochage de l’ensemble de propulsion. Dans la présente invention, les termes « supérieur » et « inférieur » sont définis par rapport à une direction verticale, l’avion étant généralement positionné sensiblement à l’horizontal.
Les soufflantes 12 sont entraînées via un mécanisme de transmission de puissance (non représenté) couplé à l’arbre du générateur de gaz ou par un flux gazeux prélevé sur le générateur de gaz.
Le générateur de gaz 11 comprend de l’amont en aval au moins une ouverture d’entrée 11 e, un compresseur, une chambre de combustion et une turbine. Le carter 13 du générateur de gaz se termine à l’aval par une tuyère d’éjection des gaz. Il peut être mono ou multi flux, simple ou multi corps selon les besoins. Le carter 13 du générateur de gaz présente un forme générale cylindrique. L’ensemble de propulsion 10 comprend également un carénage 15 d’entrée d’air présentant une paroi frontale 16 pourvue d’une ouverture d’entrée d’air 17 qui s’étend entre les soufflantes 12. La paroi frontale 16 est agencée entre les soufflantes 12 et en amont du générateur de gaz 11, dans un plan transversal à l’axe du générateur de gaz. Par ailleurs, la paroi frontale 16 peut présenter une symétrie par rapport au plan PS des axes de soufflantes. La paroi frontale 16 peut également présenter une symétrie par rapport à un plan vertical médian passant entre les deux soufflantes 12.
Plus précisément, l’ensemble de propulsion 10 comprend une nacelle 25 qui comprend le carénage 15 d’entrée d’air formé à l’amont de celle-ci. La nacelle 25 enveloppe de manière avantageuse, mais non limitativement, les parties amont des carters de soufflantes 13 comme cela est illustré sur les figures 2 à 4. Dans ces exemples, la nacelle 25 porte les parties amont des carters de soufflante et la paroi frontale 16 est en amont du générateur de gaz. Sur les figures 5 et 6, la nacelle 25 forme un carénage aérodynamique contenant ou enveloppant entièrement les soufflantes et le générateur de gaz, ainsi que l’ouverture d’entrée d’air 17. L’ouverture d’entrée d’air 17 est configurée pour alimenter au moins le générateur de gaz 11. Cette ouverture d’entrée d’air 17 est disposée entre les deux soufflantes 12 et sur toute la hauteur de la paroi frontale 16. En d’autres termes, l’ouverture d’entrée d’air 17 s’étend de part et d’autre du plan PS de soufflantes contenant les axes de rotation des deux soufflantes. De même, l’ouverture d’entrée d’air 17 présente une symétrie par rapport à un plan vertical passant par l’axe longitudinal du générateur de gaz. L’ouverture d’entrée d’air est formée en une seule partie 17 comme cela est visible sur les figures 1, 5 et 6. De manière alternative et en référence à la figure 7, l’ouverture d’entrée d’air est formée de deux parties 17, 17’ réparties de part et d’autre du plan PS de soufflantes et séparées entre elles par une paroi 18. L’axe X du générateur de gaz 11 passe à l’intérieur de l’ouverture d’entrée d’air 17 ou l’une des parties d’ouverture d’entrée d’air 17, 17’. L’ouverture d’entrée d’air 17 présente une forme cintrée de manière à épouser au moins en partie la forme d’une zone intersoufflantes qui est délimitée par des lèvres d’entrée d’air 19 entourant les entrées d’air des carters de soufflantes ici de section circulaire. En particulier, l’ouverture d’entrée d’air 17 présente des portions concaves vers l’intérieur l’une en regard de l’autre à l’endroit du plan PS de soufflantes. Cette forme cintrée peut être une forme en sablier ou avoir des extrémités arrondies comme dans l’exemple en référence à la figure 6. Bien entendu, toute autre forme permettant de s’adapter à la zone inter soufflante est envisageable.
Sur les figures 2, 4 et 5, les lèvres d’entrée d’air 19 des soufflantes déportées sont définies dans un même plan AB lequel est ici sensiblement perpendiculaire à l’axe du générateur de gaz. La paroi frontale 16 portant l’ouverture d’entrée d’air 17 est également définie dans ce plan AB.
Sur les figures 3 et 6, les soufflantes sont décalées axialement l’une par rapport à l’autre de manière à suivre la flèche que présente la voilure de l’avion. En particulier, les lèvres d’entrée d’air 19 des soufflantes 12 déportées sont définies dans des plans BC et CD décalés axialement l’un par rapport à l’autre et sensiblement parallèles. Dans cet exemple, les plans BC et CD des lèvres 19 d’entrée d’air sont sensiblement parallèles entre eux et perpendiculaires à l’axe du générateur de gaz. La paroi frontale 16 est définie dans le plan de la soufflante 12 qui est située du côté de l’extrémité libre de la voilure. En d’autres termes, l’ouverture d’entrée d’air 17 est située sensiblement dans le même plan CD que celui défini par la lèvre d’entrée d’air de la soufflante la plus en aval.
En référence à la figure 8, l’ensemble de propulsion comprend en outre un dispositif d’amenée d’air configuré pour alimenter le générateur de gaz 11 avec une partie de l’air entrant et pour prélever dans la partie restante de l’air entrant un flux d’air de refroidissement destiné à refroidir des éléments de l’ensemble de propulsion et/ou une voilure supportant l’ensemble de propulsion. A cet effet, le dispositif d’amenée d’air comprend une manche d’entrée d’air 20 comportant un conduit d’entrée 21 et un conduit d’alimentation 22 du générateur de gaz 11 alimenté par le conduit d’entrée 21. Ce dernier est orienté suivant un premier axe A1 sensiblement parallèle et décalé par rapport à l’axe longitudinal X du générateur de gaz. Le conduit d’alimentation 22 se raccorde à l’ouverture d’entrée 11e du générateur de gaz 11 et est orienté suivant l’axe X du générateur de gaz. Le conduit d’entrée 21 présente une ouverture 21 a disposée ici en-dessous du plan PS de soufflantes. En d’autres termes, le conduit d’entrée 21 et le conduit d’alimentation 22 présentent une section axiale en forme de S, dont l’ouverture 21a est en communication fluidique avec la partie inférieure de l’ouverture d’entrée d’air 17 et une sortie aval est en communication fluidique avec l’ouverture d’entrée 11e du générateur de gaz 11.
Le dispositif d’amenée d’air comprend également un conduit de ventilation 23 en communication fluidique avec l’ouverture d’entrée d’air 17. Ce conduit de ventilation 23 est situé essentiellement au-dessus du plan PS de soufflantes. Ainsi, une partie de l’air entrant dans l’ouverture d’entrée d’air 17 est amenée dans le conduit de ventilation 23 à partir duquel de l’air frais est prélevé pour refroidir des éléments de l’ensemble de propulsion et est ensuite rejeté notamment au-dessus du flux primaire ayant traversé le générateur de gaz 11. L’air rejeté forme alors un film fluidique de protection pour protéger la surface d’intrados 3 de la voilure 1 de la chaleur excessive des gaz d’échappement. L’autre partie de l’air entrant dans l’ouverture d’entrée d’air 17 est amenée dans le conduit d’entrée 21 comme décrit précédemment.
Le conduit de ventilation 23 est délimité en partie par une paroi du conduit d’entrée 21 laquelle paroi sépare le flux d’air entrant dans le conduit de ventilation 23 en des flux de ventilation passant le long d’un carter extérieur du générateur de gaz 11.
En référence à la figure 7, sur laquelle la paroi frontale 16 comprend deux parties d’ouverture d’entrée d’air 17, 17’ séparées entre elles par une paroi 18 constituée par une partie médiane de la paroi frontale 16, la partie inférieure d'ouverture d’entrée d’air 17 alimente la manche d’entrée d’air 20, et la partie supérieure d’ouverture d’entrée d’air 17’ est configurée pour alimenter le conduit de ventilation 23. Dans cet exemple, la partie supérieure d’ouverture d’entrée d’air 17’ est située au-dessus de la paroi 18 médiane, tandis que la partie inférieure d’ouverture d’entrée d’air 17 est située en-dessous de cette paroi 18 médiane. Bien entendu, dans une autre configuration de l’ensemble de propulsion non représentée, la partie inférieure d’ouverture d’entrée d’air 17 peut être en communication fluidique avec le conduit de ventilation, et la partie supérieure d’ouverture d’entrée d’air 17’ en communication fluidique avec la manche d’entrée d’air 20, auquel cas le générateur de gaz 11 peut être disposé essentiellement sous le plan PS de soufflantes de l’ensemble de propulsion.
Il est à noter que dans un autre mode de réalisation non représenté, une manche d’entrée d’air et son conduit d’alimentation alimentant en air le générateur de gaz peuvent être disposés essentiellement du même côté du plan de soufflantes que le générateur de gaz. Un dispositif de déviation de particules, pour empêcher l’ingestion de particules par le générateur de gaz, peut comprendre un ou plusieurs éléments déflecteurs sur le trajet entre l’ouverture de la manche d’entrée d’air et l’ouverture d’entrée du générateur de gaz. De cette façon, les particules dont la trajectoire incidente est dirigée vers l’ouverture d’entrée du générateur de gaz viennent frapper une surface inclinée d’un élément déflecteur, pour rebondir et dévier leur trajectoire vers des zones d’évacuation en dehors de cette ouverture d’entrée.

Claims (11)

  1. REVENDICATIONS
    1. Ensemble de propulsion (10) d’un aéronef, comprenant un unique générateur de gaz (11) et deux soufflantes (12) entraînées en rotation par le générateur de gaz (11) et déportées de part et d’autre d’un plan vertical passant par un axe longitudinal (X) du générateur de gaz, les axes de rotation des soufflantes s’étendant sensiblement dans un même plan (PS) de soufflantes, caractérisé en ce qu’il comprend un carénage (15) d’entrée d’air formé à l’amont d’une nacelle (25) reliant les soufflantes, ledit carénage (15) présentant entre les soufflantes (12) une ouverture d’entrée d’air (17, 17’) s’étendant sensiblement perpendiculairement au plan (PS) de soufflantes et de part et d’autre de ce plan, l’ensemble de propulsion (10) comprenant en outre un dispositif d’amenée d’air configuré pour alimenter le générateur de gaz (11) avec une partie de l’air entrant et pour prélever dans la partie restante de l’air entrant un flux d’air de refroidissement destiné à refroidir des éléments de l’ensemble de propulsion et/ou une voilure (1) supportant l’ensemble de propulsion.
  2. 2. Ensemble (10) selon la revendication 1, caractérisé en ce que l’axe longitudinal (X) du générateur de gaz passe à l’intérieur de l’ouverture d’entrée d’air (17,17’).
  3. 3. Ensemble (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les soufflantes (12) présentent des lèvres d’entrée d’air (19) définies dans un même plan (AB).
  4. 4. Ensemble (10) selon l’une quelconque des revendications 1 et 2, caractérisé en ce que les soufflantes (12) présentent des lèvres d’entrée d’air (19) définies dans des plans (BC, CD) décalés axialement et sensiblement parallèles.
  5. 5. Ensemble (10) selon la revendication 4, caractérisé en ce que l’ouverture d’entrée d’air (17) est située sensiblement dans le même plan que celui défini par la lèvre (19) d’entrée d’air de la soufflante la plus en aval.
  6. 6. Ensemble (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l’ouverture d’entrée d’air est formée en une seule partie (17).
  7. 7. Ensemble (10) selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que l’ouverture d’entrée d’air est formée de deux parties (17, 17’) réparties de part et d’autre du plan de soufflantes et séparées entre elles par une paroi (18).
  8. 8. Ensemble (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l’ouverture d’entrée d’air (17, 17’) présente une symétrie par rapport à un plan vertical passant par l’axe longitudinal (X) du générateur de gaz.
  9. 9. Ensemble (10) selon l’une quelconque des revendications 2 à 8, caractérisé en ce que l’axe longitudinal (X) du générateur de gaz est situé au-dessus du plan (PS) de soufflantes, et le dispositif d’amenée d’air comprend une manche d’entrée d’air (20) alimentant le générateur de gaz (11) , ladite manche d’entrée d’air (20) comportant à l’amont un conduit d’entrée (21) présentant une ouverture (21a) située essentiellement sous le plan de soufflantes.
  10. 10. Ensemble (10) selon la revendication 9, caractérisé en ce que le dispositif d’amenée d’air comprend un conduit de ventilation (23) situé essentiellement au-dessus du plan (PS) de soufflantes et duquel est prélevé le flux d’air de refroidissement.
  11. 11. Voilure propulsive (1 ) d’aéronef, caractérisée en ce qu’elle supporte un ensemble de propulsion (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes.
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