FR3093755A1 - Installation de moteur à turbine à gaz efficace et fonctionnement - Google Patents

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Abstract

La présente invention porte sur un moteur à turbine à gaz qui présente un rapport de pale de système de compression défini comme le rapport de la hauteur d'une pale de soufflante à la hauteur de la pale de compresseur la plus en aval dans la plage de 45 à 95. Cela résulte en un équilibre optimum entre des effets bénéfiques d'installation, des exigences de fonctionnement, de maintenance et un rendement du moteur lorsque le moteur à turbine à gaz est installé sur un aéronef. Figure pour l’abrégé : Fig. 4

Description

Installation de moteur à turbine à gaz efficace et fonctionnement
La présente description concerne un moteur à turbine à gaz efficace. Des aspects de la présente description concernent un moteur à turbine à gaz ayant une configuration optimisée pour un rendement, une installation et/ou un fonctionnement améliorés.
Les moteurs à turbine à gaz modernes comprennent une soufflante entraînée par une turbine. Au moins une partie du flux de soufflante contourne le noyau du moteur, et s'écoule plutôt à travers un conduit de contournement pour produire de la poussée. Le flux qui passe dans le noyau du moteur à turbine à gaz est comprimé dans un compresseur avant d'être brûlé, puis détendu à travers une turbine.
L'optimisation de la conception de tels moteurs à turbine à gaz nécessite un équilibrage d'un certain nombre de facteurs différents, souvent concurrents. Par exemple, il est souhaitable de pouvoir optimiser le rendement global de l'installation de moteur à turbine à gaz avec un aéronef, mais il existe un certain nombre d'éléments différents qui se combinent pour produire le rendement global. Il serait souhaitable de prévoir un moteur à turbine à gaz qui procure un rendement global amélioré lorsqu'il est installé avec une cellule. En outre, il a été reconnu que la recherche d'une efficacité améliorée ne doit pas se faire aux dépens d'autres facteurs tels que des exigences de fonctionnement et de maintenance du moteur.
Selon un aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef comprenant :
un noyau central comprenant une turbine, un compresseur et une chambre de combustion ;
une soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante, chaque pale de soufflante ayant une hauteur de pale de soufflante définie comme le rayon du bord d'attaque au niveau du bout de la pale moins le rayon du point où le bord d'attaque coupe le moyeu lavé au gaz radialement intérieur ; et
un réducteur qui reçoit une entrée depuis un arbre central qui est relié à au moins une partie de la turbine, le réducteur délivrant en sortie un entraînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que l'arbre central, dans lequel :
la hauteur de pale de la pale de compresseur la plus en aval est définie comme le rayon du bord d'attaque au niveau du bout de la pale moins le rayon du point où le bord d'attaque coupe la surface lavée au gaz radialement intérieure ; et
un rapport de pale de système de compression (CSBR) défini comme le rapport de la hauteur de pale de soufflante à la hauteur de la pale de compresseur la plus en aval est dans la plage de 45 à 95.
Le rapport de pale de système de compression peut être dans une plage ayant une limite inférieure de l'un quelconque de 45, 46, 48, 50, 52, 54 ou 56 et une limite supérieure de l'un quelconque de 95, 90, 85, 80, 75 ou 70.
Il s'est avéré que les moteurs à turbine à gaz ayant des agencements dans lesquels le rapport de pale de système de compression est dans les plages définies et/ou revendiquées ici fournissent un rendement global amélioré du moteur à turbine à gaz lorsqu'ils sont installés avec une cellule. Par exemple, le rapport de pale de système de compression dans les plages définies ici résulte en un équilibre optimisé entre un rendement propulsif élevé (ce qui s'améliore généralement avec, entre autres facteurs, une pale de soufflante relativement grande), un rendement thermique élevé (ce qui s'améliore généralement avec, entre autres facteurs, une augmentation du rapport de pression de noyau) et des qualités d'installation améliorées, notamment une interaction aérodynamique avec la cellule et une flexibilité améliorée d'un positionnement du noyau (et ainsi de la totalité du moteur) par rapport à la cellule.
En particulier, un rendement propulsif élevé peut être obtenu en ayant un rapport de contournement élevé qui peut être permis par une hauteur de pale de soufflante relativement importante. Un rendement thermique élevé peut être obtenu en ayant un rapport de pression de compresseur élevé, qui peut être permis par une hauteur relativement faible de la pale de compresseur à pression la plus élevée pour une hauteur de pale de soufflante donnée. Il s'est avéré qu'une diminution du CSBR en dessous de la limite inférieure décrite et/ou revendiquée ici réduit rapidement le rendement global du moteur dû aux effets combinés du rendement thermique et du rendement propulsif. Cependant, si le CSBR est davantage augmenté au-delà des limites supérieures décrites et/ou revendiquées ici, il s'est avéré que cela avait un impact négatif considérable sur d'autres caractéristiques du moteur. Par exemple, il s'est avéré qu'une augmentation supplémentaire du CSBR nécessite au système de compression de devenir long dans une mesure inacceptable afin d'atteindre des niveaux de rendement de compression acceptables. Ceci conduit à des impacts négatifs au niveau de l'aéronef, par exemple en termes d'interaction du moteur avec d'autres structures de l'aéronef, telles que l'aile, conduisant à une brûlure globale de carburant réduite et/ou à la capacité d'installer le moteur sans compromettre d'autres structures de l'aéronef.
En outre, il s'est avéré que des moteurs à turbine à gaz à engrenages ont tendance à souffrir d'un « arc de rotor ». Il en résulte un refroidissement différentiel (dans le plan vertical) d'un ou de plusieurs arbres centraux du moteur qui relient le compresseur à la turbine lorsque le moteur est arrêté après utilisation. Ce refroidissement différentiel, qui est provoqué simplement par la tendance de l'air chaud de monter vers le côté supérieur de l'arbre, conduit à la flexion de l'arbre central (ou « déformation en arc ») au fur et à mesure qu'il se refroidit. Si des mesures correctives (et potentiellement coûteuses et chronophages) ne sont pas prises, cela peut entraîner le verrouillage en position de l'arbre central pendant une période de temps prolongée jusqu'à son refroidissement complet, période de temps pendant laquelle il n'est pas possible de démarrer le moteur, et donc l'aéronef auquel il est fixé est mis à la masse. Il s'est avéré que la fourniture d'un moteur à turbine à gaz ayant un CSBR dans les plages définies et/ou revendiquées ici permet d'obtenir un rendement thermique et propulsif élevé mais avec un risque fortement réduit d'arc de rotor. Si le CSBR est augmenté encore plus au-dessus de la limite supérieure divulguée et/ou revendiquée ici, il s'est avéré que soit le rendement de compression baisse dramatiquement dû à l'exigence de fournir un taux de compression suffisamment élevé pour maintenir un rendement de compression acceptable sur une distance qui est trop courte, ou la longueur du moteur (et de l'arbre) augmente (afin de maintenir un rendement de compression acceptable) et devient sujet aux arcs de rotor.
Le réducteur aide à permettre au moteur à turbine à gaz d'atteindre le CSBR décrit.
Le rapport de pale de système de compression divisé par un rapport de rayon de noyau central peut être dans la plage de 50 à 95, par exemple dans une plage ayant une limite inférieure de 45, 50 ou 52 et une limite supérieure de 65, 70, 75, 80, 85, 90 ou 95, éventuellement 50 à 85 ou 50 à 75. À cet égard, le rapport de rayon de noyau central (ECRR) est tel que défini ailleurs ici, c'est-à-dire le rapport du rayon du bout de la pale de turbine la plus en aval dans le moteur au rayon du bord d'attaque du séparateur. De tels agencements peuvent, dans certains cas, améliorer davantage les exigences de rendement global et/ou d'installation et/ou de maintenance du moteur à turbine à gaz lorsqu'ils sont installés avec une cellule.
Le rapport de pale de système de compression divisé par un rapport d'aspect de compresseur central peut être dans la plage de 15 à 50, par exemple dans une plage ayant une limite inférieure de 15, 16, 17, 18, 19 ou 20 et une limite supérieure de 50, 45, 40, 35 ou 30, éventuellement 16 à 40. À cet égard, le rapport d'aspect de compresseur central (CCAR) est tel que défini ailleurs ici, c'est-à-dire comme le rapport de la distance axiale entre le bord d'attaque du séparateur et le bord d'attaque du bout de la pale de compresseur la plus en aval au rayon du bord d'attaque du séparateur. De tels agencements peuvent, dans certains cas, améliorer davantage les exigences de rendement global et/ou d'installation et/ou de maintenance du moteur à turbine à gaz lorsqu'ils sont installés avec une cellule. Par exemple, de tels agencements peuvent avoir un système de compression de noyau particulièrement compact (par exemple en termes de longueur axiale).
Un rapport de vitesse de système de compression peut être tel que défini ailleurs ici, c'est-à-dire comme le rapport de la vitesse de rotation de la pale de compresseur la plus en aval à la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière. Le produit du rapport de pale de système de compression et du rapport de vitesse de système de compression peut être dans la plage de 300 à 800, éventuellement 320 à 750, éventuellement 325 à 700. De tels agencements peuvent, dans certains cas, améliorer davantage les exigences de rendement global et/ou d'installation et/ou de maintenance du moteur à turbine à gaz lorsqu'ils sont installés avec une cellule.
Selon un deuxième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant :
un noyau central comprenant une turbine, un compresseur et une chambre de combustion ;
une soufflante (qui peut être située en amont du noyau central) comprenant une pluralité de pales de soufflante ; et
un réducteur qui reçoit une entrée depuis un arbre central qui est relié à au moins une partie de la turbine, le réducteur délivrant en sortie un entraînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que l'arbre central, dans lequel :
un conduit de contournement est défini radialement à l'extérieur du noyau, avec le bord d'attaque d'un séparateur définissant le point auquel le flux se sépare en flux primaire et en flux de contournement en cours d'utilisation ;
un rapport d'aspect de compresseur central est défini comme le rapport de la distance axiale entre le bord d'attaque du séparateur et le bord d'attaque du bout de la pale de compresseur la plus en aval au rayon du bord d'attaque du séparateur ;
un rapport de pression de compresseur central, défini comme la pression immédiatement en aval de la pale de rotor finale dans le compresseur sur la pression immédiatement en amont de la première pale de rotor dans le compresseur central dans des conditions de croisière, est dans la plage de 33 à 60 ; et
le rapport d'aspect de compresseur central divisé par le rapport de pression de compresseur central est dans la plage de 0,03 à 0,09.
Le compresseur central peut comprendre douze, treize ou quatorze étages de rotor.
Il s'est avéré que la fourniture d'un moteur à turbine à gaz tel que défini selon cet aspect peut conduire à un moteur qui présente un rapport de pression de compresseur central suffisamment élevé pour atteindre un rendement thermique élevé sans nécessiter de compresseur excessivement long pour un rayon donné du bord d'attaque du séparateur (qui peut lui-même être défini par d'autres considérations de conception, y compris par exemple le diamètre extérieur du réducteur). Ceci peut être aidé au moins en partie en atteignant le rapport de pression de compresseur central en utilisant douze, treize ou quatorze étages de rotor dans le compresseur central (c'est-à-dire à l'exclusion de la soufflante). Il s'est avéré qu'un nombre inférieur à douze étages peut conduire à un mauvais rendement de compression, alors que plus de quatorze étages peuvent conduire à un compresseur trop long. Éventuellement, le rapport de pression de compresseur central est obtenu en utilisant exactement douze (c'est-à-dire douze et pas plus de douze) étages de rotor dans le compresseur central.
L'obtention d'un rapport de compression centrale sur un compresseur relativement court peut fournir des effets bénéfiques d'installation lors d'un montage du moteur à turbine à gaz sur un aéronef, par exemple en termes de son interaction avec d'autres structures d'aéronef, telles que l'aile, qui entraîne une réduction de brûlure de carburant d'aéronef globale et/ou la capacité d'installer le moteur sans compromettre d'autres structures d'aéronef.
En outre, il s'est avéré qu'une fourniture d'un moteur à turbine à gaz ayant un rapport du rapport d'aspect du compresseur central divisé par le rapport de pression du compresseur central, comme éventuellement aidé par le nombre d'étages de rotor de compresseur central décrits ci-dessus, dans les plages définies ici, peut fournir un rendement thermique élevé mais avec un risque réduit d'arc de rotor (qui est décrit ailleurs ici). Si le rapport du rapport d'aspect de compresseur central divisé par le rapport de pression de compresseur central est encore davantage réduit en dessous de la limite inférieure définie ici (et/ou le nombre d'étages de compression est réduit en dessous de douze), il a été constaté que le rendement de compression peut diminuer du fait de l'exigence de fournir un rapport de compression relativement élevé sur une distance qui est trop courte.
Éventuellement, le rapport du rapport d'aspect de compresseur central divisé par le rapport de pression de compresseur central est dans la plage ayant une limite inférieure de l'un quelconque de 0,04, 0,045 ou 0,05 et une limite supérieure de l'un quelconque de 0,06, 0,07, 0,08 ou 0,085.
Le rapport d'aspect de compresseur central (CCAR) peut être, par exemple, dans la plage ayant une limite inférieure de l'un quelconque de 1,7, 1,8, 1,9, 2, 2,1, 2,2 ou 2,3 et une limite supérieure de l'un quelconque de 4,2, 4, 3,8, 3,6, 3,4, 3,2, 3, 2,9 ou 2,8, par exemple dans la plage de 1,7 à 4,2 ; 1,8 à 3,4 ; 2,0 à 2,9 ; 2,1 à 2,9 ; ou 2,3 à 2,8.
Chaque étage de rotor peut être séparé axialement de ses étages de rotor voisins. Un étage de stator peut être prévu entre chaque paire d'étages de rotor voisins.
Selon un troisième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant :
un noyau central comprenant une turbine, un compresseur et une chambre de combustion ;
une soufflante (qui peut être située en amont du noyau central) comprenant une pluralité de pales de soufflante ; et
un réducteur qui reçoit une entrée depuis un arbre central qui est relié à au moins une partie de la turbine, le réducteur délivrant en sortie un entraînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que l'arbre central, dans lequel :
un rapport de rayon de système de compression défini comme le rapport du rayon du bout d'une pale de soufflante au rayon du bout de la pale de compresseur la plus en aval est dans la plage de 5 à 9.
La pale de compresseur la plus en aval (qui serait typiquement l'une quelconque d'une pluralité de pales d'une rangée) peut être dans la rangée de pales de compresseur axialement la plus en aval et/ou une pale de compresseur dans la rangée de pales qui est la plus proche de la chambre de combustion et/ou immédiatement en amont de la chambre de combustion (c'est-à-dire, sans rangée de pales entre elles) et/ou dans la rangée de pales de compresseur à pression la plus élevée.
Le rayon du bout de la pale de soufflante peut être défini comme le rayon au niveau du bout sur le bord d'attaque de la pale. De manière similaire, le rayon du bout de la pale de compresseur la plus en aval peut être défini comme le rayon au niveau du bout sur le bord d'attaque de la pale.
Dans certains agencements, le rapport de rayon de système de compression (CSRR) peut être dans une plage ayant une limite inférieure de l'un quelconque de 5, 5,1, 5,2, 5,3, 5,4, 5,5, 5,6, 5,7, 5,8, 5,9 ou 6, et/ou une limite supérieure de l'un quelconque de 9, 8,9, 8,8, 8,7, 8,6, 8,5, 8,4, 8,3, 8,2, 8,1, 8, 7,9, 7,8, 7,7, 7,6, 7,5, 7,4, 7,3, 7,2, 7,1, 7, 6,9, 6,8, 6,7, 6,6 ou 6,5. À titre d'exemple uniquement, le CSRR peut être compris dans la plage de 5,2 à 8,5 ou de 5,3 à 7,2.
Il s'est avéré que les moteurs à turbine à gaz ayant des agencements dans lesquels le rapport rayon de système de compression est dans les plages définies ici fournissent un rendement global amélioré du moteur à turbine à gaz lorsqu'ils sont installés avec une cellule. Par exemple, le rapport de rayon de système de compression dans les plages définies ici peut résulter en un équilibre optimisé entre un rendement propulsif élevé (ce qui s'améliore généralement avec, entre autres facteurs, une soufflante de diamètre relativement important), un rendement thermique (ce qui s'améliore généralement avec, entre autres facteurs, une augmentation du rapport de pression de noyau) et des qualités d'installation améliorées, notamment une interaction aérodynamique avec la cellule et une flexibilité améliorée d'un positionnement du noyau (et ainsi de la totalité du moteur) par rapport à la cellule. À cet égard, un faible rayon du bout de la pale de compresseur la plus en aval par rapport au rayon de la pale de soufflante peut entraîner une telle souplesse améliorée pour le positionnement du noyau, permettant par exemple de positionner l'axe du moteur verticalement plus proche de l'aile de l'aéronef pour un diamètre de soufflante donné. Dans certains cas cela peut augmenter le diamètre maximal de soufflante qu'il est possible d'installer sur une cellule donnée, ce qui peut à son tour fournir un avantage de rendement propulsif.
Par ailleurs, il s'est avéré qu'en réduisant le rayon du bout de la pale de compresseur la plus en aval par rapport au rayon de la pale de soufflante, de telle sorte que le CSRR est au-dessus des plages définies ici (par exemple supérieur à 9), peut en outre être préjudiciable aux caractéristiques globales du moteur. Ceci peut être dû à une diminution intolérable du rendement de compression (par exemple due à un rapport de compression supérieur à l'optimale sur une longueur axiale donnée) et/ou les effets bénéfiques de l'installation sont compromis, par exemple, du fait de la longueur de compresseur augmentée (et donc de la longueur du moteur) nécessaire pour atteindre un rendement de compression acceptable.
Par ailleurs, il s'est avéré que l'une fourniture d'un moteur à turbine à gaz ayant un CSRR dans les plages définies ici peut fournir un rendement thermique et propulsif élevé mais avec un risque fortement réduit d'arc de rotor, comme décrit ici. Si le CSRR est augmenté encore plus au-dessus de la limite supérieure divulguée ici, il s'est avéré que soit le rendement de compression peut chuter dû à l'exigence de fournir un taux de compression suffisamment élevé pour maintenir un rendement de compression acceptable sur une distance qui est trop courte, soit la longueur du moteur (et de l'arbre) peut augmenter (afin de maintenir un rendement de compression acceptable) et il peut devenir sujet aux arcs de rotor.
Par conséquent, il s'est avéré qu'un CSRR dans les plages définies peut fournir un moteur à turbine à gaz ayant des exigences de fonctionnement élevées/maintenance faibles, ainsi qu'un rendement élevé lorsqu'il est installé avec une cellule, par exemple en termes de combustion globale de carburant et/ou de capacité d'installation.
Le réducteur aide à permettre au moteur à turbine à gaz d'atteindre le rapport de rayon de système de compression décrit.
Le rapport de rayon de système de compression divisé par un rapport de rayon de noyau central peut être dans la plage de 5,5 à 10, par exemple 6 à 8, par exemple dans une plage ayant une limite inférieure de l'un quelconque de 5,5, 5,6, 5,7, 5,8, 5,9, 6, 6,1, 6,2, 6,3, 6,4, 6,5 et/ou une limite supérieure de l'un quelconque de 10, 9,5, 9, 8,5, 8, 7,9, 7,8, 7,7, 7,6, 7,5, 7,4, 7,3, 7,2, 7,1, ou 7. À cet égard, le rapport de rayon de noyau central (ECRR) est tel que défini ailleurs ici, c'est-à-dire le rapport du rayon du bout de la pale de turbine la plus en aval dans le moteur au rayon du bord d'attaque du séparateur. De tels agencements peuvent, dans certains cas, améliorer davantage les exigences de rendement global et/ou d'installation et/ou de maintenance du moteur à turbine à gaz lorsqu'ils sont installés avec une cellule.
Le rapport de rayon de système de compression divisé par un rapport d'aspect de compresseur central peut être dans la plage de 1,7 à 4,2, par exemple dans une plage ayant une limite inférieure de l'un quelconque de 1,7, 1,8, 1,9, 2, 2,1, 2,2, 2,3, 2,4, ou 2,5 et/ou une limite supérieure de l'un quelconque de 4,2, 4,1, 4, 3,9, 3,8, 3,7, 3,6, 3,5, 3,4, 3,3, 3,2, 3,1, 3, 2,9, 2,8 ou 2,7, par exemple dans la plage de 1,8 à 2,9. À cet égard, le rapport d'aspect de compresseur central (CCAR) est tel que défini ailleurs ici, c'est-à-dire comme le rapport de la distance axiale entre le bord d'attaque du séparateur et le bord d'attaque du bout de la pale de compresseur la plus en aval au rayon du bord d'attaque du séparateur. De tels agencements peuvent, dans certains cas, améliorer davantage les exigences de rendement global et/ou d'installation et/ou de maintenance du moteur à turbine à gaz lorsqu'ils sont installés avec une cellule. Par exemple, de tels agencements peuvent avoir un système de compression de noyau particulièrement compact (par exemple en termes de longueur axiale).
Un rapport de vitesse de système de compression peut être tel que défini ailleurs ici, c'est-à-dire comme le rapport de la vitesse de rotation de la pale de compresseur la plus en aval à la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière. Le produit du rapport de rayon de système de compression et du rapport de vitesse de système de compression peut être compris dans la plage de 25 et 80, par exemple dans une plage ayant une limite inférieure de l'un quelconque de 25, 30, 35, 40, 45 et/ou une limite supérieure de l'un quelconque de 80, 75, 70, 65, 60, 55 ou 50. De tels agencements peuvent, dans certains cas, améliorer davantage les exigences de rendement global et/ou d'installation et/ou de maintenance du moteur à turbine à gaz lorsqu'ils sont installés avec une cellule.
À titre d'exemple uniquement, un rapport du rayon du bout d'une pale de soufflante peut être dans la plage allant de 120 cm à 140 cm et du rayon du bout de la pale de compresseur la plus en aval peut être compris dans la plage allant de 17 cm à 28 cm. À titre purement indicatif encore, le rayon du bout d'une pale de soufflante peut être dans la plage allant de 165 cm à 190 cm et le rayon du bout de la pale de compresseur la plus en aval peut être dans la plage allant de 24 cm à 35 cm.
Selon un quatrième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant :
un noyau central comprenant une turbine, un compresseur et une chambre de combustion ; et
une soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante, dans lequel :
un rapport de vitesse de système de compression, défini comme le rapport de la vitesse de rotation de la pale de compresseur la plus en aval sur la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière, est dans la plage de 6 à 10, par exemple dans une plage ayant une limite inférieure de l'un quelconque de 6, 6,1, 6,2, 6,3, 6,4, 6,5, 6,6, 6,7, 6,8, 6,9, 7, 7,1, 7,2, 7,3, 7,4, 7,5 et/ou une limite supérieure de l'un quelconque de 10, 9,5, 9, 8,9, 8,8, 8,7, 8,6, 8,5, 8,4, 8,3, 8,2, 8,1 ou 8. À titre d'exemple, le rapport de vitesse de système de compression peut être dans la plage de 7 à 9, par exemple 7,4 à 8,5, avec le diamètre de la soufflante étant éventuellement dans la plage de 320 à 390 cm et/ou la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière étant dans la plage de 1300 tr/min à 1800 tr/min. Dans un tel agencement, le diamètre de la soufflante peut être dans la plage de 230 cm à 400 cm. Dans un tel agencement, la turbine peut comprendre une première turbine et une deuxième turbine ; le compresseur peut comprendre un premier compresseur et un deuxième compresseur. La première turbine et le premier compresseur peuvent être reliés par un premier arbre central, et la deuxième turbine et le deuxième compresseur peuvent être reliés par un deuxième noyau d'arbre central. La deuxième turbine, le deuxième compresseur, et le deuxième arbre de cœur peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que le premier arbre de cœur. Dans un tel agencement, la pale de compresseur la plus en aval ferait partie du deuxième compresseur.
Un tel moteur à turbine à gaz selon le quatrième aspect peut comprendre un réducteur qui reçoit une entrée depuis un arbre central qui est relié à au moins une partie de la turbine, le réducteur délivrant en sortie un entraînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que l'arbre central.
On aura à l'esprit que des caractéristiques compatibles de tout aspect peuvent être combinées. À titre d'exemple uniquement, un moteur à turbine à gaz selon un aspect peut comprendre l'une quelconque ou plusieurs des plages décrites ici pour : un CSRR ; un CCAR ; un ECRR ; un CSSR ; un CSBR ; un rapport de pression de compresseur central ; CCAR/(rapport de pression du compresseur central) ; CSRR/ECRR ; CSRR/CCAR ; CSRR*CSSR ; CSBR/ECRR ; CSBR/CCAR ; CSBR*CSSR ; un nombre d'étages de rotor de compresseur.
Par ailleurs, l'une quelconque ou plusieurs des caractéristiques suivantes peuvent s'appliquer et/ou être incorporées dans un quelconque aspect de la présente description.
La première pale de rotor dans le compresseur central peut être désignée comme la première pale de rotor en en aval de la soufflante. La pale de rotor finale dans le compresseur peut être appelée pale de compresseur à pression la plus élevée, ou première pale de rotor en amont de la chambre de combustion. Éventuellement, le rapport de pression de compresseur central (qui est défini dans des conditions de croisière) peut être dans la plage ayant une limite inférieure de l'un quelconque de 33, 34, 35, 36, 38 ou 40 et une limite supérieure de l'un quelconque de 52, 55, 57 ou 60, par exemple 36 à 52 dans des conditions de croisière. Selon la définition donnée ici, le rapport de pression de compresseur central n'inclut pas la montée en pression due à la soufflante.
Un conduit de contournement est défini radialement à l'extérieur du noyau. Le bord d'attaque d'un séparateur définit le point auquel un flux se sépare en flux primaire et en flux de contournement (un flux primaire étant un flux qui traverse le noyau du moteur en utilisation, et un flux de contournement étant un flux s'écoulant dans le conduit de contournement en utilisation). Un rapport de rayon de noyau central (ECRR) peut alors être défini comme le rapport du rayon du bout de la pale de turbine la plus en aval dans le moteur sur le rayon du bord d'attaque du séparateur. L'ECRR peut être inférieur à 1, par exemple dans la plage de 0,75 à 1, 0,8 à 0,98, 0,81 à 0,94, ou 0,82 à 0,93. De tels agencements peuvent, dans certains cas, améliorer davantage les exigences de rendement global et/ou d'installation et/ou de maintenance du moteur à turbine à gaz lorsqu'ils sont installés avec une cellule.
Les pales de soufflante peuvent être entourées par une nacelle, qui peut comporter un carter de soufflante. Ainsi, les extrémités radialement externes des pales de soufflante peuvent être entourées par une surface radialement intérieure lavée au gaz de la nacelle. En conséquence, le moteur à turbine à gaz peut être appelé moteur à turbine à gaz à double flux et/ou la soufflante peut être appelée soufflante carénée. La nacelle peut former une surface radialement extérieure du conduit de contournement d'un tel moteur à double flux.
Chaque pale de soufflante peut être définie comme ayant une portée radiale s'étendant d'une racine (ou d'un moyeu) au niveau d'un emplacement radialement interne lavé par les gaz, ou position de portée de 0 %, jusqu'à un bout à une position de portée de 100 %. Le rapport du rayon de la pale de soufflante au niveau du moyeu au rayon de la pale de soufflante au niveau du bout peut être inférieur à (ou de l'ordre de) l'un quelconque parmi : 0,4, 0,39, 0,38 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31, 0,3, 0,29, 0,28, 0,27, 0,26 ou 0,25. Le rapport du rayon de la pale de soufflante au niveau du moyeu au rayon de la pale de soufflante au niveau du bout peut être inclus dans une plage délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 0,25 à 0,32, ou 0,28 à 0,32. Ces rapports peuvent être couramment désignés le rapport du moyeu au bout. Le rayon au niveau du moyeu et le rayon au niveau du bout peuvent l'un et l'autre être mesurés au niveau de la partie de bord d'attaque (ou axialement le plus en avant) de la pale. Le rapport du moyeu au bout fait référence, bien sûr, à la partie lavée par les gaz de la pale de soufflante, c'est-à-dire la partie radialement à l'extérieur de l'une quelconque plate-forme.
Une partie de pale de soufflante et/ou de profil aérodynamique d'une pale de soufflante décrite et/ou revendiquée ici peut être fabriquée à partir de n'importe quel matériau ou combinaison de matériaux approprié(e). Par exemple au moins une partie de la pale de soufflante et/ou du profil aérodynamique peut être fabriquée au moins en partie à partir d'un composite, par exemple un composite à matrice métallique et/ou un composite à matrice organique, tel qu'une fibre de carbone. À titre d'exemple supplémentaire au moins une partie de la pale de soufflante et/ou du profil aérodynamique peut être fabriquée au moins en partie à partir d'un métal, tel qu'un métal à base de titane ou un matériau à base d'aluminium (tel qu'un alliage aluminium-lithium) ou un matériau à base d'acier. La pale de soufflante peut comprendre au moins deux régions fabriquées en utilisant des matériaux différents. Par exemple, la pale de soufflante peut avoir un bord d'attaque protecteur, qui peut être fabriqué en utilisant un matériau qui est plus à même de résister à un impact (par exemple par des oiseaux, de la glace ou un autre matériau) que le reste de la pale. Un tel bord d'attaque peut, par exemple, être fabriqué en utilisant du titane ou un alliage à base de titane. Ainsi, strictement à titre d'exemple, la pale de soufflante peut avoir un corps en fibre de carbone ou à base d'aluminium (tel qu'un alliage aluminium-lithium) avec un bord d'attaque en titane.
Un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut comprendre en outre une entrée qui s'étend en amont des pales de soufflante. Une longueur d'entrée L peut être définie comme la distance axiale entre le bord d'attaque de l'entrée et le bord d'attaque du bout des pales de soufflante. Le diamètre de soufflante D peut être tel que défini par ailleurs ici, c'est-à-dire le diamètre de la soufflante au niveau du bord d'attaque des bouts des pales de soufflante. Le rapport L/D peut être inférieur à 0,5, par exemple dans la plage de 0,2 à 0,45, 0,25 à 0,4 ou inférieur à 0,4. Où la longueur d'entrée varie autour de la circonférence, la longueur d'entrée L utilisée pour déterminer le rapport de la longueur d'entrée au diamètre D de la soufflante peut être mesurée aux positions π/2 ou 3π/2 du point mort haut du moteur (c'est-à-dire aux troisième et neuvième heures du cadran), ou la moyenne de la longueur d'entrée à ces deux positions là où elles sont différentes.
Des agencements de la présente description peuvent être particulièrement avantageux pour des soufflantes qui sont entraînées par l'intermédiaire d'un réducteur. Le réducteur reçoit une entrée depuis l'arbre central et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que l'arbre central. L'entrée vers le réducteur peut être directement à partir de l'arbre de cœur, ou indirectement à partir de l'arbre de cœur, par exemple par l'intermédiaire d'un arbre et/ou engrenage droits. L'arbre de cœur peut solidariser la turbine et le compresseur, de telle sorte que la turbine et le compresseur tournent à la même vitesse (avec la soufflante tournant à une vitesse plus basse).
Le réducteur est une boîte de réduction (en ce que la sortie vers la soufflante est à une vitesse de rotation plus basse que l'entrée depuis l'arbre de cœur). N'importe quel type de réducteur peut être utilisé. Par exemple, le réducteur peut être un réducteur « planétaire » ou « en étoile », tel que décrit d'une manière plus détaillée ailleurs dans le présent document. La boîte d'engrenages peut avoir n'importe quel rapport de réduction souhaité (défini comme la vitesse de rotation de l'arbre d'entrée divisée par la vitesse de rotation de l'arbre de sortie), par exemple supérieur à 2,5, par exemple dans la plage de 3 à 4,2 ou de 3,2 à 3,8, par exemple de l'ordre de ou d'au moins 3, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4, 4,1 ou 4,2. Le rapport d'engrenage peut être, par exemple, entre deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente. Strictement à titre d'exemple, le réducteur peut être un réducteur « en étoile » ayant un rapport dans la plage allant de 3,1 ou 3,2 à 3,8. Dans certains agencements, le rapport d'engrenage peut être à l'extérieur de ces plages.
Le moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n'importe quelle architecture générale appropriée. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut avoir n'importe quel nombre souhaité d'arbres qui relient des turbines et des compresseurs, par exemple un, deux ou trois arbres. À titre d'exemple uniquement, le noyau central peut comporter une première turbine, reliée à un premier compresseur par un premier arbre central. Le cœur de moteur peut comprendre en outre une deuxième turbine, un deuxième compresseur, et un deuxième arbre de cœur reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur. La deuxième turbine, le deuxième compresseur, et le deuxième arbre de cœur peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que le premier arbre de cœur.
Dans un tel agencement, le deuxième compresseur peut être positionné axialement en aval du premier compresseur. Le deuxième compresseur peut être agencé pour recevoir (par exemple recevoir directement, par exemple par l'intermédiaire d'un conduit généralement annulaire) un flux depuis le premier compresseur. Dans un tel agencement, la pale de compresseur la plus en aval ferait partie du deuxième compresseur.
Le réducteur peut être agencé pour être entraîné par l'arbre de cœur qui est configuré pour tourner (par exemple en cours d'utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple le premier arbre de cœur dans l'exemple ci-dessus). Par exemple, le réducteur peut être agencé pour être entraîné uniquement par l'arbre de cœur qui est configuré pour tourner (par exemple en cours d'utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple être uniquement le premier arbre de cœur, et non le deuxième arbre de cœur, dans l'exemple ci-dessus). En variante, le réducteur peut être agencé pour être entraîné par n'importe quel ou n'importe quels arbre(s), par exemple les premier et/ou deuxième arbres dans l'exemple ci-dessus.
Dans n'importe quel moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici, une chambre de combustion peut être fournie axialement en aval de la soufflante et du ou des compresseur(s). Par exemple, la chambre de combustion peut être directement en aval du (par exemple à la sortie du) deuxième compresseur, lorsqu'un deuxième compresseur est fourni. À titre d'exemple supplémentaire, le flux à la sortie vers la chambre de combustion peut être fourni à l'entrée de la deuxième turbine, lorsqu'une deuxième turbine est fournie. La chambre de combustion peut être fournie en amont de la ou des turbine(s).
Le ou chaque compresseur (par exemple le premier compresseur et le deuxième compresseur tels que décrits ci-dessus) peut comprendre n'importe quel nombre d'étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée de pales de rotor et une rangée d'aubes de stator, qui peuvent être des aubes de stator variables (en ce que leur angle d'incidence peut être variable). La rangée de pales de rotor et la rangée d'aubes de stator peuvent être axialement décalées l'une de l'autre.
La ou chaque turbine (par exemple la première turbine et la deuxième turbine telles que décrites ci-dessus) peuvent comprendre n'importe quel nombre d'étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée de pales de rotor et une rangée d'aubes de stator. La rangée de pales de rotor et la rangée d'aubes de stator peuvent être axialement décalées l'une de l'autre.
Le rayon de la soufflante peut être mesuré entre la ligne médiane du moteur et le bout d'une pale de soufflante au niveau de son bord d'attaque. Le diamètre de soufflante (qui peut être simplement deux fois le rayon de la soufflante) peut être supérieur à (ou de l'ordre de) l'un quelconque parmi : 220 cm, 230 cm, 240 cm, 250 cm (environ 100 pouces), 260 cm, 270 cm (environ 105 pouces), 280 cm (environ 110 pouces), 290 cm (environ 115 pouces), 300 cm (environ 120 pouces), 310 cm, 320 cm (environ 125 pouces), 330 cm (environ 130 pouces), 340 cm (environ 135 pouces), 350 cm, 360 cm (environ 140 pouces), 370 cm (environ 145 pouces), 380 cm (environ 150 pouces), 390 cm (environ 155 pouces), 400 cm, 410 cm (environ 160 pouces) ou 420 cm (environ 165 pouces). Le diamètre de la soufflante peut être compris dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 240 cm à 280 cm ou de 330 cm à 380 cm.
La vitesse de rotation de la soufflante peut varier en cours d'utilisation. Généralement, la vitesse de rotation est plus basse pour des soufflantes avec un diamètre plus élevé. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière peut être inférieure à 2500 tr/min, par exemple inférieure à 2300 tr/min. À titre d'exemple non limitatif uniquement, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière pour un moteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 220 cm à 300 cm (par exemple de 240 cm à 280 cm ou de 250 cm à 270 cm) peut être comprise dans la plage de 1 700 tr/min à 2 500 tr/min, par exemple dans la plage de 1 800 tr/min à 2 300 tr/min, par exemple dans la plage de 1 900 tr/min à 2 100 tr/min. À titre d'exemple non limitatif uniquement, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière pour un moteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 330 cm à 380 cm peut être comprise dans la plage de 1 200 tr/min à 2 000 tr/min, par exemple dans la plage de 1 300 tr/min à 1 800 tr/min, par exemple dans la plage de 1 400 tr/min à 1 800 tr/min.
En cours d'utilisation du moteur à turbine à gaz, la soufflante (avec les pales de soufflante associées) tourne autour d'un axe de rotation. Cette rotation résulte en un déplacement du bout de la pale de soufflante avec une vitesse Utip. Le travail effectué par les aubes de soufflante 13 sur le flux conduit à une élévation de l'enthalpie dH du flux. Un chargement de bout de soufflante peut être défini par dH/Utip 2, où dH est l'augmentation d'enthalpie (par exemple l'augmentation d'enthalpie moyenne 1-D) à travers la soufflante et Utipest la vitesse (de transition) du bout de soufflante, par exemple au niveau du bord d'attaque du bout (qui peut être défini en tant que rayon de bout de soufflante au niveau du bord d'attaque multiplié par la vitesse angulaire). Le chargement de bout de soufflante aux conditions de croisière peut être supérieur à (ou de l'ordre de) l'un quelconque parmi : 0,28, 0,29, 0,30, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39 ou 0,4 (toutes les unités dans ce paragraphe étant Jkg-1K-1/(ms-1)2). La charge d'extrémité de soufflante peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 0,28 à 0,31 ou de 0,29 à 0,3.
Des moteurs à turbine à gaz conformément à la présente description peuvent avoir n'importe quel rapport de contournement souhaité, où le rapport de contournement est défini comme le rapport du débit massique du flux à travers le conduit de contournement au débit massique du flux à travers le cœur aux conditions de croisière. Dans certains agencements le rapport de contournement peut être supérieur à (ou de l'ordre de) n'importe lequel des suivants : 10, 10,5, 11, 11,5, 12, 12,5, 13, 13,5, 14, 14,5, 15, 15,5, 16, 16,5, 17, 17,5, 18, 18,5, 19, 19,5 ou 20. Le rapport de contournement peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 12 à 16, 13 à 15, ou de 13 à 14. Le conduit de contournement peut être sensiblement annulaire. Le conduit de contournement peut être radialement à l'extérieur du moteur central. La surface radialement externe du conduit de contournement peut être définie par une nacelle et/ou un carter de soufflante.
Le rapport de pression global d'un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut être défini comme le rapport de la pression de stagnation en sortie du compresseur à pression la plus élevée (avant une entrée dans la chambre de combustion) à la pression de stagnation en amont de la soufflante. À titre d'exemple non limitatif, le rapport de pression global d'un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici en croisière peut être supérieur à (ou de l'ordre de) n'importe lequel des suivants : 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75. Le rapport de pression global peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 45 à 70, ou de 50 à 65. On notera que le rapport de pression global diffère du rapport de pression de compresseur central car le rapport de pression global inclut également la montée en pression sur l'emplanture de soufflante (c'est-à-dire la partie de la soufflante sur laquelle passe l'air qui s'écoule ensuite dans le noyau central).
Dans certains agencements, un rapport de pression de soufflante, défini comme le rapport de la pression totale moyenne du flux en sortie de soufflante à la pression totale moyenne du flux en entrée de soufflante, ne peut être supérieur à 1,5 dans des conditions de croisière, par exemple inférieur ou égal à 1,45, 1,4 ou 1,35. Le rapport de pression de soufflante peut être dans la plage de 1,35 à 1,43, par exemple de l'ordre de 1,39.
En aval de la soufflante, le flux à travers la turbine à gaz est divisé en un flux primaire (qui s'écoule à travers le noyau central) et un flux de contournement (qui s'écoule à travers le conduit de contournement). Le moteur à turbine à gaz comprend un séparateur (qui peut être un séparateur annulaire) au niveau duquel le flux est divisé entre le flux primaire qui s'écoule à travers le noyau central, et le flux de contournement s'écoulant le long d'un conduit de contournement. Dans certains agencements, un rapport de pression d'emplanture de soufflante, défini comme le rapport de la pression totale moyenne du flux en sortie de soufflante qui s'écoule ensuite à travers le noyau central à la pression totale moyenne du flux en entrée de soufflante, peut ne pas être supérieur à 1,3 dans des conditions de croisière.
Dans certains agencements, le rapport de pression d'emplanture de soufflante dans des conditions de croisière peut ne pas être supérieur à 1,24, par exemple au plus 1,23, par exemple au plus 1,22, par exemple au plus 1,21, par exemple au plus 1,2. Dans certains agencements, le rapport de pression d'emplanture de soufflante dans des conditions de croisière peut être dans la plage de 1,18 à 1,30, par exemple à 1,21 à 1,27.
Où le terme « moyenne » est utilisé ici par rapport à une pression (par exemple une pression totale), il peut s'agir, par exemple, d'une moyenne de surface prise sur la surface considérée.
Un rapport de pression de bout à emplanture de soufflante, défini comme le rapport de la pression totale moyenne du flux en sortie de soufflante qui s'écoule ensuite à travers le noyau central à la pression totale moyenne du flux en sortie de soufflante qui s'écoule ensuite à travers le conduit de contournement, peut ne pas être supérieur à (par exemple inférieur à) 0,94, 0,93, 0,92, 0,91 ou 0,9 dans des conditions de croisière, par exemple dans la plage de 0,8 à 0,95, par exemple à 0,82 à 0,89, par exemple à 0,83 à 0,88.
Un rapport de pression de bout de soufflante est défini comme le rapport de la pression totale moyenne du flux en sortie de soufflante qui s'écoule ensuite à travers le conduit de contournement défini radialement à l'extérieur du noyau central à la pression totale moyenne du flux en entrée de soufflante ; et le rapport entre le rapport de pression d'emplanture de soufflante au rapport de pression de bout de soufflante dans des conditions de croisière peut être inférieur à 0,95, éventuellement dans la plage de 0,80 à 0,87.
La poussée spécifique d'un moteur peut être définie comme la poussée nette du moteur divisée par le débit massique total à travers le moteur. Aux conditions de croisière, la poussée spécifique d'un moteur décrit et/ou revendiqué ici peut être inférieure à (ou de l'ordre de) n'importe laquelle des suivantes : 110 Nkg-1s, 105 Nkg-1s, 100 Nkg-1s, 95 Nkg-1s, 90 Nkg-1s, 85 Nkg-1s ou 80 Nkg-1s. La poussée spécifique peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 80 Nkg-1s à 100 Nkg-1s, ou de 85 Nkg-1s à 95 Nkg-1s. De tels moteurs peuvent être particulièrement efficaces par comparaison avec des moteurs à turbine à gaz classiques.
Un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n'importe quelle poussée maximale souhaitée. Strictement à titre d'exemple non limitatif, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être susceptible de produire une poussée maximale d'au moins (ou de l'ordre de) n'importe laquelle des suivantes : 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN, 300 kN, 350 kN, 400 kN, 450 kN, 500 kN ou 550 kN. La poussée maximale peut être dans une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). À titre d'exemple uniquement, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être capable de produire une poussée maximale dans la plage de 330 kN à 420 kN, par exemple de 350 kN à 400 kN. La poussée mentionnée ci-dessus peut être la poussée nette maximale dans des conditions atmosphériques standard au niveau de la mer plus 15 degrés C (pression ambiante de 101,3 kPa, température de 30 degrés C), avec le moteur statique.
En cours d'utilisation, la température du flux à l'entrée de turbine haute pression peut être particulièrement élevée. Cette température, dite TET, peut être mesurée en sortie de la chambre de combustion, par exemple immédiatement en amont de la première aube de turbine, qui elle-même peut être appelée aube directrice de tuyère. En conditions de croisière, la TET peut être au moins (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs suivantes : 1 400 K, 1 450 K, 1 500 K, 1 550 K, 1 600 K ou 1 650 K. La TET en conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). La TET maximale en utilisation du moteur peut être, par exemple, au moins (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs suivantes : 1 700 K, 1 750 K, 1 800 K, 1 850 K, 1 900 K, 1 950 K ou 2 000 K. La TET maximale peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 1 800 K à 1 950 K. La TET maximale peut se produire, par exemple, dans une condition de poussée élevée, par exemple dans une condition de poussée maximale au décollage (MTO).
Une soufflante telle que décrite et/ou revendiquée ici peut comprendre une partie centrale, à partir de laquelle les pales de soufflante peuvent s'étendre, par exemple dans une direction radiale. Les pales de soufflante peuvent être reliées à la partie centrale de n'importe quelle manière souhaitée. Par exemple, chaque pale de soufflante peut comprendre un élément de fixation qui peut venir en prise avec une encoche correspondante dans le moyeu (ou disque). Strictement à titre d'exemple, un tel élément de fixation peut être sous la forme d'une queue d'aronde qui peut s'encocher dans et/ou venir en prise avec une encoche correspondante dans le moyeu/disque afin de fixer la pale de soufflante au moyeu/disque. À titre d'exemple supplémentaire, les pales de soufflante peuvent être formées de manière solidaire à une partie centrale. Un tel agencement peut être désigné disque à aubage ou couronne à aubage. N'importe quel procédé approprié peut être utilisé pour fabriquer un tel disque à aubage ou une telle couronne à aubage. Par exemple, au moins une partie des pales de soufflante peut être usinée à partir d'un bloc et/ou au moins une partie des pales de soufflante peut être reliée au moyeu/disque par soudure, telle qu'une soudure par friction linéaire.
Les moteurs à turbine à gaz décrits et/ou revendiqués ici peuvent être ou non pourvus d'une tuyère à section variable (VAN). Une telle tuyère à section variable peut permettre de faire varie l'aire de sortie du conduit de contournement en cours d'utilisation. Les principes généraux de la présente description peuvent s'appliquer à des moteurs avec ou sans VAN.
La soufflante d'une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut avoir n'importe quel nombre d'aubes de soufflante, par exemple 14, 16, 18, 20, 22, 24 ou 26 aubes de soufflante.
Telles qu'elles sont utilisées ici, les conditions de croisière ont la signification classique et seraient aisément comprises par le spécialiste. Ainsi, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, le spécialiste reconnaîtrait immédiatement que des conditions de croisière signifient le point de fonctionnement du moteur à mi-croisière d'une mission donnée (qui peut être désignée dans l'industrie en tant que « mission économique ») d'un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est conçu pour être fixé. En ce sens, la mi-croisière est le point dans un cycle de vol d'aéronef au niveau duquel 50 % du carburant total qui est brûlé entre la fin de la montée et le début de la descente a été brûlé (ce qui peut être approximé par le point médian – en termes de temps et/ou de distance – entre la fin de la montée et le début de la descente. Des conditions de croisière définissent ainsi un point de fonctionnement du moteur à turbine à gaz qui fournit une poussée qui assurerait un fonctionnement en régime permanent (c'est-à-dire le maintien d'une altitude constante et d'un nombre de Mach constant) à mi-croisière d'un aéronef auquel il est conçu pour être fixé, en tenant compte du nombre de moteurs fournis sur cet aéronef. Par exemple lorsqu'un moteur est conçu pour être fixé à un aéronef qui a deux moteurs du même type, aux conditions de croisière le moteur fournit la moitié de la poussée totale qui serait requise pour un fonctionnement en régime permanent de cet aéronef à mi-croisière.
En d'autres termes, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, les conditions de croisière sont définies en tant que point de fonctionnement du moteur qui fournit une poussée spécifiée (requise pour fournir – en combinaison avec n'importe quels autres moteurs sur l'aéronef – un fonctionnement en régime permanent de l'aéronef auquel il est conçu pour être fixé à un nombre de Mach à mi-croisière donné) aux conditions atmosphériques à mi-croisière (définies par l'atmosphère type internationale selon ISO 2533 à l'altitude à mi-croisière). Pour n'importe quel moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, la poussée à mi-croisière, les conditions atmosphériques et le nombre de Mach sont connus, et donc le point de fonctionnement du moteur aux conditions de croisière est clairement défini.
Strictement à titre d'exemple, la vitesse avant à la condition de croisière peut être n'importe quel point dans la plage allant de Mach 0,7 à 0,9, par exemple 0,75 à 0,85, par exemple 0,76 à 0,84, par exemple 0,77 à 0,83, par exemple 0,78 à 0,82, par exemple 0,79 à 0,81, par exemple de l'ordre de Mach 0,8, de l'ordre de Mach 0,85 ou dans la plage allant de 0,8 à 0,85. N'importe quelle vitesse unique au sein de ces plages peut faire partie de la condition de croisière. Pour un certain aéronef, les conditions de croisière peuvent être à l'extérieur de ces plages, par exemple en dessous de Mach 0,7 ou au-dessus de Mach 0,9.
Strictement à titre d'exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques types (selon l'atmosphère type internationale, ISA) à une altitude qui est dans la plage allant de 10 000 m à 15 000 m, par exemple dans la plage allant de 10 000 m à 12 000 m, par exemple dans la plage allant de 10 400 m à 11 600 m (à peu près 38 000 pieds), par exemple dans la plage allant de 10 500 m à 11 500 m, par exemple dans la plage allant de 10 600 m à 11 400 m, par exemple dans la plage allant de 10 700 m (à peu près 35 000 pieds) à 11 300 m, par exemple dans la plage allant de 10 800 m à 11 200 m, par exemple dans la plage allant de 10 900 m à 11 100 m, par exemple de l'ordre de 11 000 m. Les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques types à n'importe quelle altitude donnée dans ces plages.
Strictement à titre d'exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à un point de fonctionnement du moteur qui fournit un niveau de poussée requis connu (par exemple une valeur dans la plage allant de 30 kN à 35 kN) à un nombre de Mach avant de 0,8 et des conditions atmosphériques types (selon l'atmosphère type internationale) à une altitude de 38 000 pieds (11 582 m). Strictement à titre d'exemple supplémentaire, les conditions de croisière peuvent correspondre à un point de fonctionnement du moteur qui fournit un niveau de poussée requis connu (par exemple une valeur dans la plage allant de 50 kN à 65 kN) à un nombre de Mach avant de 0,85 et des conditions atmosphériques types (selon l'atmosphère type internationale) à une altitude de 35 000 pieds (10 668 m).
En cours d'utilisation, un moteur à turbine à gaz décrit et/ou revendiqué ici peut fonctionner aux conditions de croisière définies ailleurs dans le présent document. De telles conditions de croisière peuvent être déterminées par les conditions de croisière (par exemple les conditions à mi-croisière) d'un aéronef auquel au moins un (par exemple 2 ou 4) moteur à turbine à gaz peut être monté afin de fournir une poussée de propulsion.
Selon un aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement peut être aux conditions de croisière telles que définies ailleurs dans le présent document (par exemple en termes de poussée, de conditions atmosphériques et de nombre de Mach).
Selon un aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d'un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement selon cet aspect peut inclure (ou peut être) un fonctionnement à la mi-croisière de l'aéronef, tel que défini ailleurs dans le présent document.
Selon un aspect, on fournit un aéronef comprenant au moins un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici, par exemple selon un quelconque autre aspect. Un tel aéronef peut comporter, par exemple, 2, 3 ou 4 tels moteurs à turbine à gaz. Au moins un moteur (par exemple, 1, 2 ou plus de 2 moteurs) peut être fixé à chaque aile d'un tel aéronef. Comme précédemment mentionné ailleurs, les moteurs installés peuvent contribuer significativement à l'efficacité globale de l'aéronef, par exemple en raison d'une combinaison améliorée d'efficacité du moteur à turbine à gaz ainsi que des avantages fournis par une installation améliorée avec la cellule. D'autres avantages de fonctionnement et/ou de maintenance peuvent également être réalisés, par exemple, du fait d'une susceptibilité réduite à un arc de rotor. L'aéronef selon cet aspect est l'aéronef pour lequel le moteur à turbine à gaz a été conçu pour être fixé. Ainsi, les conditions de croisière selon cet aspect correspondent à la mi-croisière de l'aéronef, telle que définie ailleurs dans le présent document.
L'homme du métier comprendra que, sauf exclusivité mutuelle, une caractéristique ou un paramètre décrit en relation avec l'un quelconque des aspects ci-dessus peut être appliqué à tout autre aspect. Par ailleurs, sauf exclusivité mutuelle, toute caractéristique ou tout paramètre décrit ici peut être appliqué à tout aspect et/ou associé à toute autre caractéristique ou tout autre paramètre décrit ici.
Des modes de réalisation vont maintenant être décrits à titre d'exemple uniquement, en référence aux Figures, sur lesquelles :
est une vue latérale en coupe d'un moteur à turbine à gaz selon un exemple de la présente description ;
[Fig. 2] est une vue en coupe latérale rapprochée d'une partie en amont d'un moteur à turbine à gaz selon un exemple de la présente description ;
[Fig. 3] est une vue partiellement coupée d'un réducteur pour un moteur à turbine à gaz et
[Fig. 4] est un schéma d'un moteur à turbine à gaz selon un exemple de la présente description.
La Figure 1 illustre un moteur à turbine à gaz 10 ayant un axe de rotation principal 9. Le moteur 10 comprend une entrée d'air 12 et une soufflante de propulsion 23 qui génère deux flux d'air : un flux d'air principal A et un flux d'air de dérivation B. Le moteur à turbine à gaz 10 comprend un noyau 11 qui reçoit le flux d'air A. Le noyau central 11 comprend, en série de flux axial, un compresseur basse pression 14, un compresseur haute pression 15, un équipement de combustion 16, une turbine haute pression 17, une turbine basse pression 19 et une tuyère d'échappement centrale 20. Une nacelle 21 entoure le moteur à turbine à gaz 10 et définit un conduit de contournement 22 et une tuyère d'échappement de contournement 18. Le flux d'air de contournement B s'écoule à travers le conduit de contournement 22. La soufflante 23 est fixée à et entraînée par la turbine basse pression 19 par l'intermédiaire d'un arbre 26 et d'un réducteur épicycloïdal 30.
En cours d'utilisation, le flux d'air de cœur A est accéléré et comprimé par le compresseur basse pression 14 et dirigé dans le compresseur haute pression 15 où une compression supplémentaire a lieu. L'air comprimé évacué du compresseur haute pression 15 est dirigé dans l'équipement de combustion 16 où il est mélangé à du carburant et le mélange est brûlé. Les produits de combustion chauds résultants se dilatent alors, et entraînent de ce fait, les turbines haute pression et basse pression 17, 19 avant d'être évacués à travers la tuyère 20 pour fournir une certaine poussée de propulsion. La turbine haute pression 17 entraîne le compresseur haute pression 15 par un arbre d'interconnexion approprié 27. La soufflante 23 fournit généralement la majorité de la poussée de propulsion. Le réducteur épicycloïdal 30 est une boîte de réduction.
Les moteurs à turbine à gaz sont sujets à un phénomène connu sous le nom d'« arc de rotor ». Comme décrit ailleurs ici, cela résulte du refroidissement différentiel d'un ou de plusieurs des arbres 26, 27 lorsque le moteur est arrêté après utilisation, et peut mettre le moteur hors service pendant une période de temps prolongée après arrêt, au moins en l'absence d'action corrective chronophage et/ou coûteuse. On a constaté que ce problème peut être exacerbé sur les moteurs modernes, notamment ceux dotés d'un réducteur et/ou d'un taux de compression élevé. Comme expliqué ailleurs ici, les moteurs à turbine à gaz 10 décrits et/ou revendiqués ici peuvent présenter un rendement élevé (par exemple en termes de rendement propulsif et/ou thermique) mais avec un risque fortement réduit qu'un arc de rotor affecte les arbres 26, 27.
Un agencement donné à titre d'exemple pour un moteur à turbine à gaz à soufflante à engrenages 10 est montré sur la Figure 2. La turbine basse pression 19 (voir Figure 1) entraîne l'arbre 26, qui est couplé à une roue planétaire, ou engrenage planétaire, 28 de l'agencement d'engrenage épicycloïdal 30. Radialement vers l'extérieur de l'engrenage planétaire 28 et s'engrenant avec celui-ci, il y a une pluralité d'engrenages satellites 32 qui sont couplés ensemble par un porte-satellites 34. Le porte-satellites 34 force les engrenages satellites 32 à changer d'orientation autour de l'engrenage planétaire 28 en synchronisme tout en permettant à chaque engrenage satellite 32 de tourner autour de son propre axe. Le porte-satellites 34 est couplé par l'intermédiaire de liaisons 36 à la soufflante 23 afin d'entraîner sa rotation autour de l'axe de moteur 9. Radialement vers l'extérieur des engrenages satellites 32 et s'engrenant avec ceux-ci, il y a un anneau ou couronne dentée 38 qui est accouplé, par l'intermédiaire de liaisons 40, à une structure de support stationnaire 24.
Il convient de noter que les termes « turbine basse pression » et « compresseur basse pression » tels qu'ils sont utilisés ici peuvent être pris pour indiquer les étages de turbine de plus basse pression et les étages de compresseur de plus basse pression (c'est-à-dire n'incluant pas la soufflante 23) respectivement et/ou les étages de turbine et de compresseur qui sont reliés ensemble par l'arbre d'interconnexion 26 avec la vitesse de rotation la plus basse dans le moteur (c'est-à-dire n'incluant pas l'arbre de sortie de réducteur qui entraîne la soufflante 23). Dans une certaine littérature, la « turbine basse pression » et le « compresseur basse pression » auxquels il est fait référence ici peuvent en variante être connus sous le nom de « turbine à pression intermédiaire » et « compresseur à pression intermédiaire ». Lorsqu'une telle nomenclature alternative est utilisée, la soufflante 23 peut être désignée premier étage de compression ou étage de compression de plus basse pression.
Le réducteur épicycloïdal 30 est montré à titre d'exemple de façon plus détaillée sur la Figure 3. Chacun parmi l'engrenage planétaire 28, les engrenages satellites 32 et la couronne dentée 38 comprend des dents autour de sa périphérie pour s'engrener avec les autres engrenages. Cependant, pour la clarté seules des parties données à titre d'exemple des dents sont illustrées sur la Figure 3. Il y a quatre engrenages satellites 32 illustrés, bien qu'il sera apparent au lecteur spécialiste que plus ou moins d'engrenages satellites 32 puissent être fournis dans le champ d'application de l'invention revendiquée. Des applications pratiques d'un réducteur épicycloïdal planétaire 30 comprennent généralement au moins trois engrenages satellites 32.
Le réducteur épicycloïdal 30 illustré à titre d'exemple sur les Figures 2 et 3 est du type planétaire, en ce que le porte-satellites 34 est couplé à un arbre de sortie par l'intermédiaire de liaisons 36, avec la couronne dentée 38 fixe. Cependant, n'importe quel autre type approprié de réducteur épicycloïdal 30 peut être utilisé. À titre d'exemple supplémentaire, le réducteur épicycloïdal 30 peut être un agencement en étoile, dans lequel le porte-satellites 34 est maintenu fixe, avec la couronne (ou anneau) dentée 38 autorisée à tourner. Dans un tel agencement la soufflante 23 est entraînée par la couronne dentée 38. À titre d'autre exemple alternatif, le réducteur 30 peut être un réducteur différentiel dans lequel la couronne dentée 38 et le porte-satellites 34 sont l'un et l'autre autorisés à tourner.
On aura à l'esprit que l'agencement montré sur les Figures 2 et 3 est à titre d'exemple uniquement, et que diverses alternatives sont dans le champ d'application de la présente description. Strictement à titre d'exemple, n'importe quel agencement approprié peut être utilisé pour positionner le réducteur 30 dans le moteur 10 et/ou pour relier le réducteur 30 au moteur 10. À titre d'exemple supplémentaire, les connexions (telles que les liaisons 36, 40 sur l'exemple de la Figure 2) entre le réducteur 30 et d'autres parties du moteur 10 (telles que l'arbre d'entrée 26, l'arbre de sortie et la structure fixe 24) peuvent avoir n'importe quel degré souhaité de rigidité ou de flexibilité. À titre d'exemple supplémentaire, n'importe quel agencement approprié des paliers entre des parties rotatives et stationnaires du moteur (par exemple entre les arbres d'entrée et de sortie depuis le réducteur et les structures fixes, telles que le carter de réducteur) peut être utilisé, et la description n'est pas limitée à l'agencement donné à titre d'exemple de la Figure 2. Par exemple, lorsque le réducteur 30 a un agencement en étoile (décrit ci-dessus), le spécialiste comprendrait aisément que l'agencement des liaisons de sortie et de support et des emplacements de palier serait typiquement différent de celui montré à titre d'exemple sur la Figure 2.
Ainsi, la présente description s'étend à un moteur à turbine à gaz ayant n'importe quel agencement de styles de réducteur (par exemple en étoile ou planétaire), de structures de support, d'agencement d'arbres d'entrée et de sortie, et d'emplacements de palier.
Éventuellement, le réducteur peut entraîner des composants supplémentaires et/ou alternatifs (par exemple le compresseur à pression intermédiaire et/ou un surpresseur).
D'autres moteurs à turbine à gaz auxquels la présente description peut être appliquée peuvent avoir des configurations alternatives. Par exemple, de tels moteurs peuvent avoir un autre nombre de compresseurs et/ou de turbines et/ou un autre nombre d'arbres d'interconnexion. À titre d'exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz montré sur la Figure 1 a une tuyère à flux divisé 18, 20 ce qui signifie que le flux à travers le conduit de contournement 22 a sa propre tuyère 18 qui est indépendante de et radialement à l'extérieur de la tuyère de moteur principale 20. Cependant, ceci n'est pas limitant, et n'importe quel aspect de la présente description peut également s'appliquer à des moteurs dans lesquels le flux à travers le conduit de contournement 22 et le flux à travers le cœur 11 sont mélangés, ou combinés, avant (ou en amont de) une tuyère unique, qui peut être dénommée tuyère à flux mélangé. L'une et/ou l'autre des tuyères (qu'elles soient à flux mélangé ou divisé) peuvent avoir une aire fixe ou variable.
La géométrie du moteur à turbine à gaz 10, et des composants de celui-ci, est définie par un système d'axes classique, comprenant une direction axiale (qui est alignée sur l'axe de rotation 9), une direction radiale (dans la direction du bas vers le haut sur la Figure 1), et une direction circonférentielle (perpendiculaire à la page sur la vue de la Figure 1). Les directions axiale, radiale et circonférentielle sont mutuellement perpendiculaires.
On comprend que la Figure 1 n'est pas nécessairement à l'échelle dans tous les aspects, et n'est incluse que dans le but d'aider la description. La Figure 4 est une représentation schématique d'un moteur à turbine à gaz selon la présente description, et est fournie pour illustrer les dimensions exposées ici. De nouveau, la Figure 4 n'est pas nécessairement à l'échelle dans tous les aspects. Des numéros de référence similaires sur les figures représentent des caractéristiques analogues, et la description faite en relation avec une figure peut s'appliquer à des caractéristiques analogues sur une autre figure.
En référence à la Figure 4, le rayon de la pale de soufflante 23 (également appelé rayon du bout 231 de la pale de soufflante) est indiqué par la dimension « Rfan ». Le rayon du bout de la pale de compresseur 151 la plus en aval est indiqué par la dimension « Rcomp ». Le rapport de rayon de système de compression CSRR est ainsi défini comme :
Pour le moteur à turbine à gaz 10, la valeur de CSRR peut être dans les plages définies ici, par exemple dans la plage de 5 à 9, éventuellement autour de 5,2 à 8,5, éventuellement autour de 5,3 à 7,2, éventuellement autour de 5,3 à 6,5.
Le moteur à turbine à gaz 10 représenté sur la Figure 4 comporte un séparateur 50 ayant un bord d'attaque au niveau duquel le flux se sépare entre le flux de contournement B et le flux primaire A. Le rayon du bord d'attaque du séparateur est indiqué par la dimension « Rsplit ». La pale de turbine 191 la plus en aval a un rayon indiqué par la dimension « Rturb ». Un rapport de rayon de noyau central ECRR est défini comme :
Pour le moteur à turbine à gaz 10, le rapport de rayon de système de compression (CSRR) divisé par le rapport de rayon de noyau central (ECRR) peut être dans les plages définies ici, par exemple dans la plage de 5,5 à 10, éventuellement de 6 à 8. Pour le moteur à turbine à gaz 10, le rapport de pale de système de compression (défini ailleurs ici) divisé par le rapport de rayon de noyau central peut être dans les plages définies ici, par exemple dans la plage de 50 à 95, éventuellement de 50 à 75. L'ECRR lui-même peut être, par exemple, dans la plage de 0,75 à 1, par exemple de 0,8 à 0,95.
La distance axiale entre le bord d'attaque du séparateur 50 et le bord d'attaque du bout de la pale de compresseur 151 la plus en aval est indiquée sur la Figure 1 par la dimension « Xcomp ». Un rapport d'aspect de compresseur central CCAR est défini comme :
Pour le moteur à turbine à gaz 10, le rapport de rayon de système de compression (CSRR) divisé par le rapport d'aspect de compresseur central (ECRR) peut être dans les plages définies ici, par exemple dans la plage de 1,7 à 4,2, éventuellement de 1,8 à 3,4. Pour le moteur à turbine à gaz 10, le rapport de pale de système de compression (défini ailleurs ici) divisé par un rapport d'aspect de compresseur central peut être dans les plages définies ici, par exemple dans la plage de 15 à 50. Le CCAR lui-même peut être dans la plage de 2 à 3, par exemple 2,1 à 2,9, ou 2,3 à 2,8.
Un rapport de vitesse de système de compression (CSSR) est défini comme le rapport de la vitesse de rotation de la pale de compresseur 151 la plus en aval à la vitesse de rotation de la soufflante 23 dans des conditions de croisière (la vitesse de rotation de la pale de compresseur 151 la plus en aval étant supérieure à la vitesse de rotation de la soufflante 23, bien entendu). Pour le moteur à turbine à gaz 10, le produit du rapport de rayon de système de compression et du rapport de vitesse de système de compression peut être dans la plage de 25 à 80, par exemple dans la plage de 35 à 65. Pour le moteur à turbine à gaz 10, le produit du rapport de pale de système de compression et du rapport de vitesse de système de compression peut être dans la plage de 300 à 800, éventuellement 320 à 750, éventuellement 325 à 700. Le CSSR lui-même peut être dans la plage de 6,0 à 9,5, par exemple de 6,5 à 9,0.
La pale de soufflante a une hauteur hfan. Comme indiqué sur la Figure 4, cela est défini comme le rayon du bord d'attaque 232 au niveau du bout 231 de la pale 23 moins le rayon du point où le bord d'attaque 232 coupe le moyeu radialement intérieur lavé au gaz. De manière similaire, la hauteur de pale hcomp de la pale de compresseur 151 la plus en aval est définie comme le rayon du bord d'attaque au niveau du bout de la pale moins le rayon du point où le bord d'attaque coupe la surface lavée au gaz radialement intérieure. Un rapport de pale de système de compression CSBR est défini comme :
Pour le moteur à turbine à gaz 10, le rapport de pale de système de compression CSBR peut être dans les plages définies ici, par exemple dans la plage de 45 à 95, 50 à 75 ou 55 à 70.
Un rapport de pression de compresseur central (CCPR) est défini comme la pression (c'est-à-dire la pression totale moyenne) immédiatement en aval de la pale de rotor finale 151 dans le compresseur (par exemple dans le plan perpendiculaire à la direction axiale à la position axiale indiquée schématiquement par le numéro de référence 155 sur la Figure 4) divisée par la pression (c'est-à-dire la pression totale moyenne) immédiatement en amont de la pale de rotor finale 141 dans le compresseur central (par exemple dans le plan perpendiculaire à la direction axiale à la position axiale indiquée schématiquement par le numéro de référence 145 sur la Figure 4) dans des conditions de croisière. Dans certains agencements, le rapport de pression de compresseur central (qui est défini à dans des conditions de croisière) peut être dans la plage de 34 à 60, par exemple 35, 36, 38 ou 40 à 55, par exemple 41 à 52 dans des conditions de croisière.
Un rapport du rapport d'aspect de compresseur central divisé par le rapport de pression de compresseur central (c'est-à-dire CCAR/CCPR) peut être dans les plages définies ici, par exemple dans une plage de 0,03 à 0,09, par exemple dans la plage ayant une limite inférieure de l'un quelconque de 0,04, 0,045 ou 0,05, et une limite supérieure de l'un quelconque de 0,06, 0,07, 0,08 ou 0,085.
Aucune pale de rotor de compresseur autre que la rangée la plus en amont des pales de rotor 141 du compresseur basse pression 14 et la rangée la plus en aval des pales de compresseur 151 du compresseur haute pression 15 sont représentées sur la Figure 4. Toutefois, on comprend que cela n'est destiné qu'à aider dans les explications fournies ici, et que le compresseur basse pression 14 et le compresseur haute pression 15 comportent chacun plus d'un étage de rotor, dont chacun peut avoir un étage de stator associé. Le nombre total d'étages de rotor dans le compresseur basse pression 14 et le compresseur haute pression 15 combinés peut être par exemple douze, treize ou quatorze.
Dans un premier agencement de moteur à turbine à gaz 10, l'un quelconque ou plusieurs de ce qui suit peut s'appliquer :
● le rayon de la pale de soufflante Rfan est de 160 cm à 190 cm, le rayon du bout de la pale de compresseur 151 la plus en aval est de 27 cm à 31 cm, et le CSRR est dans la plage de 5,3 à 7,7 ; à titre d'exemple non limitatif, le rayon de la pale de soufflante Rfan est de 175 cm et le rayon du bout de la pale de compresseur 151 la plus en aval est de 29 cm, donnant un CSRR de 6,0
● le rayon de la pale de turbine 191 la plus en aval est de 65 cm à 80 cm, le rayon du bord d'attaque du séparateur 50 est de 70 cm à 90 cm, et l'ECRR est dans la plage de 0,8 à 1 ; à titre d'exemple non limitatif, le rayon de la pale de turbine 191 la plus en aval est de 75 cm et le rayon du bord d'attaque du séparateur 50 est de 80 cm, donnant un ECRR de 0,93
● la distance axiale entre le bord d'attaque du séparateur 50 et le bord d'attaque du bout de la pale de compresseur 151 la plus en aval Xcomp est de 180 cm à 225 cm, et le CCAR est dans la plage de 1,7 à 3,4 ; à titre d'exemple non limitatif, la distance axiale entre le bord d'attaque du séparateur 50 et le bord d'attaque du bout de la pale de compresseur 151 la plus en aval Xcomp est de 195 cm, donnant un CCAR de 2,4
● la hauteur de pale de soufflante est de 115 cm à 150 cm, la hauteur de la pale de compresseur la plus en aval est de 1,9 cm à 2,3 cm, et le CSBR est de 50 à 90 ; à titre d'exemple non limitatif, la hauteur de la pale de soufflante est 125 cm, et la hauteur de la pale de compresseur la plus en aval est de 2,1 cm, donnant un CSBR de 60
● dans des conditions de croisière, la vitesse de rotation de la soufflante 23 est de 1300 tr/min à 1800 tr/min et la vitesse de rotation de la pale de compresseur 151 la plus en aval est de 11 000 tr/min à 12 000 tr/min, et le CSSR est dans la plage de 6,5 à 9 ; à titre d'exemple non limitatif, dans des conditions de croisière, la vitesse de rotation de la soufflante 23 est 1650 tr/min et la vitesse de rotation de la pale de compresseur 151 la plus en aval est de 12 000 tr/min, donnant un CSSR de 7,3
● dans les conditions de croisière, le rapport de pression de soufflante est de 1,30 à 1,45, le rapport de pression d'emplanture de soufflante est de 1,18 à 1,30, le rapport de pression de bout de soufflante est de 1,30 à 1,45, et le rapport de pression de compresseur central est de 35 à 55 ; à titre d'exemple non limitatif, dans des conditions de croisière, le rapport de pression de soufflante est de 1,4, le rapport de pression d'emplanture de soufflante est de 1,25, le rapport de pression de bout de soufflante est de 1,42, et le rapport de pression de compresseur central est de 44
● dans des conditions de croisière, le CCPR est de 40 à 60, le rapport CCAR/CCPR est de 0,03 à 0,08, et le nombre d'étages de rotor de compresseur est de 12 à 14 ; à titre d'exemple non limitatif, dans des conditions de croisière, le CCPR est de 44, le rapport CCAR/CCPR est de 0,055, et le nombre d'étages de rotor de compresseur est de 12.
À titre d'exemple uniquement, les exemples non limitatifs désignés à chacun des points ci-dessus se rapportant à un premier agencement peuvent se rapporter au même moteur.
Selon un deuxième agencement, l'un quelconque ou plusieurs de ce qui suit peut s'appliquer :
● le rayon de la pale de soufflante Rfan est de 120 cm à 140 cm, le rayon du bout de la pale de compresseur 151 la plus en aval est de 20 cm à 25 cm, et le CSRR est dans la plage de 5,2 à 6,6 ; à titre d'exemple non limitatif, le rayon de la pale de soufflante Rfan est de 130 cm et le rayon du bout de la pale de compresseur 151 la plus en aval est de 23 cm, donnant un CSRR de 5,7
● le rayon de la pale de turbine 191 Rturb la plus en aval est de 40 cm à 60 cm, le rayon du bord d'attaque du séparateur 50 Rsplit est de 50 cm à 70 cm, et l'ECRR est dans la plage de 0,75 à 1,0 ; à titre d'exemple non limitatif, le rayon de la pale de turbine 191 Rturb la plus en aval est de 45 cm et le rayon du bord d'attaque du séparateur 50 est de 56 cm, donnant un ECRR de 0,80
● la distance axiale entre le bord d'attaque du séparateur 50 et le bord d'attaque du bout de la pale de compresseur 151 la plus en aval Xcomp est de 150 cm à 190 cm, et le CCAR est dans la plage de 2,2 à 3,8 ; à titre d'exemple non limitatif, la distance axiale entre le bord d'attaque du séparateur 50 et le bord d'attaque du bout de la pale de compresseur 151 la plus en aval Xcomp est de 159 cm, donnant un CCAR de 2,8
● la hauteur de pale de soufflante est de 75 cm à 100 cm, la hauteur de la pale de compresseur la plus en aval est de 1,5 cm à 2,0 cm, et le CSBR est de 45 à 75 ; à titre d'exemple non limitatif, la hauteur de la pale de soufflante est 85 cm, et la hauteur de la pale de compresseur la plus en aval est de 1,7 cm, donnant un CSBR de 50
● dans des conditions de croisière, la vitesse de rotation de la soufflante 23 est de 2200 tr/min à 2700 tr/min, la vitesse de rotation de la pale de compresseur 151 la plus en aval est de 14000 tr/min à 17 000 tr/min, et le CSSR est dans la plage de 6 à 8 ; à titre d'exemple non limitatif, dans des conditions de croisière, la vitesse de rotation de la soufflante 23 est 2500 tr/min et la vitesse de rotation de la pale de compresseur 151 la plus en aval est de 16000 tr/min, donnant un CSSR de 6,4
● dans les conditions de croisière, le rapport de pression de soufflante est de 1,30 à 1,45, le rapport de pression d'emplanture de soufflante est de 1,18 à 1,30, le rapport de pression de bout de soufflante est de 1,30 à 1,45, et le rapport de pression de compresseur central est de 35 à 55 ; à titre d'exemple non limitatif, dans des conditions de croisière, le rapport de pression de soufflante est de 1,4, le rapport de pression d'emplanture de soufflante est de 1,25, le rapport de pression de bout de soufflante est de 1,42, et le rapport de pression de compresseur central est de 35
● dans des conditions de croisière, le CCPR est de 34 à 50, le rapport CCAR/CCPR est de 0,05 à 0,09, et le nombre d'étages de rotor de compresseur est de 12 à 14 ; à titre d'exemple non limitatif, dans des conditions de croisière, le CCPR est de 35, le rapport CCAR/CCPR est de 0,08, et le nombre d'étages de rotor de compresseur est de 12.
À titre d'exemple uniquement, les exemples non limitatifs désignés à chacun des points ci-dessus se rapportant à un deuxième agencement peuvent se rapporter au même moteur.
Un autre exemple d'une caractéristique qui peut être davantage optimisée pour des moteurs à turbine à gaz 10 selon la présente description par comparaison avec des moteurs à turbine à gaz classiques est la région d'entrée, par exemple le rapport entre la longueur d'entrée L et du diamètre de soufflante D. En référence à la Figure 1, la longueur d'entrée L est définie en tant que distance axiale entre le bord d'attaque de l'entrée et le bord d'attaque 232 du bout 231 des pales de soufflante, et le diamètre D de la soufflante 23 est défini au niveau du bord d'attaque de la soufflante 23 (c'est-à-dire D = 2 x Rfan). Des moteurs à turbine à gaz 10 selon la présente description, tels que celui représenté à titre d'exemple sur la Figure 1, peuvent présenter des valeurs du rapport L/D tel que défini ici, par exemple inférieur ou égal à 0,45, par exemple de 0,2 à 0,45. Ceci peut conduire à d'autres avantages, tels que des effets bénéfiques d'installation et/ou aérodynamiques.
Le moteur à turbine à gaz 10 représenté à titre d'exemple sur les figures peut comprendre une quelconque ou plusieurs des caractéristiques décrites et/ou revendiquées ici. Par exemple, en cas de compatibilité, un tel moteur à turbine à gaz 10 peut présenter une quelconque ou plusieurs des caractéristiques ou valeurs décrites ici parmi : un CSRR ; un CCAR ; un ECRR ; un CSSR ; un CSBR ; un rapport de pression de compresseur central ; CCAR/(rapport de pression du compresseur central) ; CSRR/ECRR ; CSRR/CCAR ; CSRR*CSSR ; CSBR/ECRR ; CSBR/CCAR ; CSBR*CSSR ; un nombre d'étages de rotor de compresseur ; une poussée spécifique ; une poussée maximale, une température d'entrée de turbine ; un rapport de pression globale ; un rapport de contournement ; un diamètre de soufflante ; une vitesse de rotation de soufflante ; un rapport du moyeu au bout de soufflante ; un rapport de pression de soufflante ; un rapport de pression d'emplanture de soufflante ; un rapport entre le rapport de pression d'emplanture de soufflante et le rapport de pression de bout de soufflante ; un chargement de bout de soufflante ; un nombre de pales de soufflante ; une construction de pales de soufflante ; et/ou un rapport de réducteur.
Il sera entendu que l'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation décrits ci-dessus et que diverses modifications et améliorations peuvent être apportées sans s'écarter des concepts décrits ici. Sauf exclusion mutuelle, toute caractéristique peut être employée séparément ou en combinaison avec d'autres caractéristiques et la description s'étend à et inclut toutes les combinaisons et sous-combinaisons d'une ou plusieurs caractéristiques décrites ici.
_____________________

Claims (18)

  1. Moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef comprenant :
    un noyau central (11) comprenant une turbine (19), un compresseur (14) et une chambre de combustion (16) ;
    une soufflante (23) comprenant une pluralité de pales de soufflante, chaque pale de soufflante ayant une hauteur de pale de soufflante définie comme le rayon du bord d'attaque au niveau du bout de la pale moins le rayon du point où le bord d'attaque coupe le moyeu lavé au gaz radialement intérieur ; et
    un réducteur (30) qui reçoit une entrée depuis un arbre central (26) qui est relié à au moins une partie de la turbine, le réducteur délivrant en sortie un entraînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que l'arbre central, dans lequel :
    la hauteur de pale de la pale de compresseur la plus en aval est définie comme le rayon du bord d'attaque au niveau du bout de la pale moins le rayon du point où le bord d'attaque coupe la surface lavée au gaz radialement intérieure ; et
    un rapport de pale de système de compression défini comme le rapport de la hauteur de pale de soufflante sur la hauteur de la pale de compresseur la plus en aval se situe dans la plage de 45 à 95.
  2. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 1, dans lequel le rapport de pale de système de compression est dans la plage de 50 à 75, éventuellement de 55 à 70.
  3. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 1 ou la revendication 2, dans lequel :
    la hauteur de chaque pale de soufflante est dans la plage de 115 cm à 150 cm et le rapport de pale de système de compression est dans la plage de 50 à 80 ; ou
    la hauteur de chaque pale de soufflante est dans la plage de 75 cm à 100 cm et le rapport de pale de système de compression est dans la plage de 45 à 75, éventuellement de 50 à 70.
  4. Moteur à turbine à gaz selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le réducteur présente un rapport de réduction d'au moins 3,2, de telle sorte que la vitesse de rotation de l'arbre central d'entrée de réducteur est au moins 3,2 fois la vitesse de rotation de la soufflante.
  5. Moteur à turbine à gaz selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel :
    un rapport de rayon de système de compression défini comme le rapport du rayon du bout d'une pale de soufflante au rayon du bout de la pale de compresseur la plus en aval est dans la plage de 5 à 9, éventuellement de 5,1 à 8,5, éventuellement de 5,3 à 7,2.
  6. Moteur à turbine à gaz selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel :
    un conduit de contournement est défini radialement à l'extérieur du noyau, avec le bord d'attaque d'un séparateur définissant le point auquel le flux se sépare en flux primaire et en flux de contournement ;
    un rapport de rayon de noyau central est défini comme le rapport du rayon du bout de la pale de turbine la plus en aval dans le moteur sur le rayon du bord d'attaque du séparateur ; et
    le rapport de pale de système de compression divisé par le rapport de rayon de noyau central est dans la plage de 50 à 95, éventuellement de 50 à 85.
  7. Moteur à turbine à gaz selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel :
    un conduit de contournement est défini radialement à l'extérieur du noyau, avec le bord d'attaque d'un séparateur définissant le point auquel le flux se sépare en flux primaire et en flux de contournement en cours d'utilisation ;
    un rapport d'aspect de compresseur central est défini comme le rapport de la distance axiale entre le bord d'attaque du séparateur et le bord d'attaque du bout de la pale de compresseur la plus en aval au rayon du bord d'attaque du séparateur ; et
    le rapport de pale de système de compression divisé par le rapport d'aspect de compresseur central est dans la plage de 15 à 50, éventuellement de 16 à 40.
  8. Moteur à turbine à gaz selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel :
    le rapport du rayon d'une pale de soufflante au niveau de son moyeu au rayon de la pale de soufflante au niveau de son bout est inférieur à 0,33, éventuellement dans la plage de 0,25 à 0,29 ; et/ou
    les pales de soufflante comprennent un corps principal fixé à une gaine de bord d'attaque, le corps principal et la gaine de bord d'attaque étant formés en utilisant des matériaux différents, dans lequel, éventuellement le matériau de gaine de bord d'attaque comprend du titane et/ou le matériau de corps principal comprend de la fibre de carbone ou un alliage d'aluminium.
  9. Moteur à turbine à gaz selon l'une quelconque des revendications précédentes, comprenant en outre une entrée qui s'étend en amont des pales de soufflante, dans lequel :
    une longueur d'entrée L est définie comme la distance axiale entre le bord d'attaque de l'entrée et le bord d'attaque du bout des pales de soufflante ;
    le diamètre de soufflante D est le diamètre de la soufflante au niveau du bord d'attaque des bouts des pales de soufflante ; et
    le rapport L/D est dans la plage de 0,2 à 0,45.
  10. Moteur à turbine à gaz selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel :
    un rapport de vitesse de système de compression est défini comme le rapport de la vitesse de rotation de la pale de compresseur la plus en aval à la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière ;
    le produit du rapport de pale de système de compression et du rapport de vitesse de système de compression est dans la plage de 300 à 800, éventuellement 320 à 750, éventuellement 325 à 700 ; et, éventuellement
    le rapport de vitesse de système de compression est dans la plage de 6 à 10, éventuellement de 7,0 à 10,0.
  11. Moteur à turbine à gaz selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel :
    un rapport de contournement, défini comme le rapport du débit massique à travers un conduit de contournement défini à l'extérieur du noyau central et du débit massique à travers le noyau central dans des conditions de croisière, est dans la plage de 10 à 20, éventuellement 12 à 16, éventuellement 13,0 à 16,0.
  12. Moteur à turbine à gaz selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel un rapport de pression de soufflante, défini comme le rapport de la pression totale moyenne du flux en sortie de soufflante à la pression totale moyenne du flux en entrée de soufflante, n'est pas supérieur à 1,5 dans des conditions de croisière, éventuellement dans la plage de 1,35 à 1,43.
  13. Moteur à turbine à gaz selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel :
    un rapport de pression d'emplanture de soufflante, défini comme le rapport de la pression totale moyenne du flux en sortie de soufflante qui s'écoule ensuite à travers le noyau central à la pression totale moyenne du flux en entrée de soufflante, n'est pas supérieur à 1,3 dans des conditions de croisière, éventuellement 1,18 à 1,30.
  14. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 13, dans lequel :
    un rapport de pression de bout de soufflante est défini comme le rapport de la pression totale moyenne du flux en sortie de soufflante qui s'écoule ensuite à travers le conduit de contournement défini radialement à l'extérieur du noyau central à la pression totale moyenne du flux en entrée de soufflante ; et
    le rapport entre le rapport de pression d'emplanture de soufflante au rapport de pression de bout de soufflante dans des conditions de croisière est inférieur à 0,95, éventuellement dans la plage de 0,80 à 0,87.
  15. Moteur à turbine à gaz selon la revendication 7 ou l'une quelconque des revendications dépendantes de celle-ci, dans lequel :
    un rapport de pression de compresseur central défini comme la pression immédiatement en amont de la première pale de rotor dans le compresseur central à la pression immédiatement en aval de la pale finale de rotor dans le compresseur, est dans la plage de 35 à 60 dans des conditions de croisière ; et
    le rapport du rapport d'aspect de compresseur central divisé par la valeur du rapport de pression de compresseur central est dans la plage de 0,03 à 0,09, éventuellement de 0,04 à 0,08, éventuellement de 0,04 à 0,07, éventuellement de 0,045 à 0,06.
  16. Moteur à turbine à gaz selon l'une quelconque des revendications 10 à 15, dans lequel les conditions de croisière correspondent à :
    un nombre de Mach avant de 0,85 ; et
    des conditions atmosphériques types à 35 000 ft (10 668 m).
  17. Moteur à turbine à gaz selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel :
    l'arbre central est un premier arbre central reliant une première turbine (19) à un premier compresseur (14) ;
    le noyau central comprend en outre une deuxième turbine (17), un deuxième compresseur (15), et un deuxième arbre central (27) reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur ; et
    la deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre central peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation supérieure à celle du premier arbre central.
  18. Aéronef comprenant au moins un moteur à turbine à gaz selon l'une quelconque des revendications précédentes.
    _____________________
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