FR3098846A1 - Powertrain configured to disconnect the rotor and stator from an electric motor - Google Patents

Powertrain configured to disconnect the rotor and stator from an electric motor Download PDF

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Olivier Pautis
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Abstract

La présente demande concerne un groupe propulseur (10) d’aéronef, dans lequel un rotor (13) d’un moteur électrique (11) est intégré à la soufflante (20) et un stator (12) du moteur électrique (11) est intégré à la nacelle (40), qui est configuré pour prendre une configuration d’accouplement dans laquelle le rotor (13) est dans une position rapprochée du stator (12), et une configuration d’isolement du rotor (13) par rapport au stator (12) dans laquelle le rotor (13) est dans une position éloignée du stator (12) par rapport à la position rapprochée selon une direction parallèle à un axe de rotation (X) de la soufflante (20). Un tel groupe propulseur (10) permet entre autre de prévenir des risques de retour de courant et de feu sur un moteur électrique. Figure pour l’abrégé : Fig. 2The present application relates to an aircraft propulsion unit (10), in which a rotor (13) of an electric motor (11) is integrated with the fan (20) and a stator (12) of the electric motor (11) is integrated with the nacelle (40), which is configured to take a mating configuration in which the rotor (13) is in a position close to the stator (12), and an isolation configuration of the rotor (13) from the stator (12) in which the rotor (13) is in a position remote from the stator (12) relative to the close position in a direction parallel to an axis of rotation (X) of the fan (20). Such a propulsion unit (10) makes it possible, among other things, to prevent the risk of back-flow and fire on an electric motor. Figure for the abstract: Fig. 2

Description

Groupe propulseur configuré pour déconnecter le rotor et le stator d’un moteur électriquePowertrain configured to disconnect the rotor and stator of an electric motor

L’invention concerne un groupe propulseur d’aéronef.The invention relates to an aircraft propulsion unit.

Elle concerne aussi son implantation dans un aéronef et un aéronef comportant un tel groupe propulseur.It also relates to its installation in an aircraft and an aircraft comprising such a power unit.

Un aéronef comporte typiquement au moins un fuselage, une voilure comportant généralement deux ailes qui s’étendent de part et d’autre du fuselage, et un empennage.An aircraft typically comprises at least one fuselage, an airfoil generally comprising two wings which extend on either side of the fuselage, and an empennage.

Un tel aéronef comporte en outre au moins un groupe propulseur ; un des plus communément employés étant un turboréacteur.Such an aircraft further comprises at least one propulsion unit; one of the most commonly employed being a turbojet.

Un groupe propulseur peut être implanté dans l’aéronef selon différentes configurations. A titre d’exemples d’implantation courante, un groupe propulseur peut être suspendu sous une aile, par exemple par un mat de support, ou fixé à l’arrière du fuselage, par exemple par un mat, ou encore intégré au niveau de l’empennage.A power unit can be installed in the aircraft according to different configurations. As examples of current layout, a propulsion unit can be suspended under a wing, for example by a support mast, or fixed to the rear of the fuselage, for example by a mast, or even integrated at the level of the empennage.

Un tel groupe propulseur comporte typiquement un moteur, traditionnellement un moteur thermique, dont un arbre de sortie entraîne en rotation une soufflante.Such a power unit typically comprises a motor, traditionally a heat engine, an output shaft of which drives a fan in rotation.

Un tel groupe propulseur comporte aussi une nacelle qui forme un carénage aérodynamique dans lequel la soufflante est généralement contenue.Such a power unit also comprises a nacelle which forms an aerodynamic fairing in which the fan is generally contained.

Toutefois, les développements actuels visent à remplacer les moteurs thermiques par des moteurs électriques.However, current developments aim to replace heat engines with electric motors.

Par exemple, le document US 2009/0115295 décrit un turboréacteur comportant une nacelle, une soufflante disposée dans un carter fixe faisant partie de la nacelle, un corps haute pression et un corps basse pression entraînant la soufflante, et un générateur électrique agencé dans la soufflante et qui comporte un rotor, intégré à la soufflante et comportant des aimants permanents fixés aux aubes de soufflante, et un stator intégré au carter de soufflante, et le turboréacteur comportant en outre une écope disposée dans le carter de la soufflante pour le refroidissement du stator.For example, document US 2009/0115295 describes a turbojet comprising a nacelle, a fan disposed in a fixed casing forming part of the nacelle, a high pressure body and a low pressure body driving the fan, and an electric generator arranged in the fan. and which comprises a rotor, integrated into the fan and comprising permanent magnets fixed to the fan blades, and a stator integrated into the fan casing, and the turbojet further comprising a scoop arranged in the casing of the fan for cooling the stator .

Cependant, il est intéressant de pouvoir isoler le rotor par rapport au stator, par exemple pour permettre de prévenir des risques de retour de courant, par exemple sur un moteur électrique.However, it is advantageous to be able to insulate the rotor relative to the stator, for example to make it possible to prevent risks of current return, for example on an electric motor.

L’invention vise alors à proposer un groupe propulseur d’aéronef améliorant au moins en partie les inconvénients précités, menant aussi à d’autres avantages.The invention therefore aims to provide an aircraft propulsion unit improving at least in part the aforementioned drawbacks, also leading to other advantages.

A cet effet, est proposé, un groupe propulseur d’aéronef comportant une nacelle, une soufflante disposée dans la nacelle et rotative selon un axe de rotation X, et un moteur électrique qui comporte un rotor intégré à la soufflante et un stator intégré à la nacelle, le groupe propulseur étant configuré pour prendre une configuration d’accouplement dans laquelle le rotor est dans une position rapprochée du stator, et une configuration d’isolement du rotor par rapport au stator dans laquelle le rotor est dans une position éloignée du stator par rapport à la position rapprochée selon une direction parallèle à l’axe de rotation X de la soufflante.For this purpose, an aircraft propulsion unit is proposed comprising a nacelle, a fan arranged in the nacelle and rotating along an axis of rotation X, and an electric motor which comprises a rotor integrated into the fan and a stator integrated into the nacelle, the powertrain being configured to assume a coupling configuration in which the rotor is in a position close to the stator, and an isolation configuration of the rotor relative to the stator in which the rotor is in a position remote from the stator by relative to the close position in a direction parallel to the axis of rotation X of the fan.

Ainsi, en configuration d’accouplement, un champ magnétique généré par le stator active le rotor, et en configuration d’isolement, le rotor n’est plus entrainé.Thus, in the coupling configuration, a magnetic field generated by the stator activates the rotor, and in the isolation configuration, the rotor is no longer driven.

Lorsque le rotor est accouplé au stator, la soufflante est entrainée en rotation et produit une poussée. Lorsque le rotor est isolé du stator, la soufflante est libre en rotation, ce qui est aussi désigné par « effet moulin à vent ».When the rotor is coupled to the stator, the fan is rotated and produces thrust. When the rotor is isolated from the stator, the fan is free to rotate, which is also referred to as the “windmill effect”.

De plus, le groupe propulseur permet ainsi d’empêcher un retour de courant et de limiter des risques d'incendie associés à des fils ou systèmes d'installation électrique.In addition, the power unit thus makes it possible to prevent a return of current and to limit the risks of fire associated with wires or electrical installation systems.

Dans l’ensemble du présent document, les notions d’amont et d’aval font référence au sens d’écoulement des gaz de propulsion, notamment de l’air, dans le groupe propulseur et notamment dans le conduit que forme sa nacelle.Throughout this document, the notions of upstream and downstream refer to the direction of flow of propulsion gases, in particular air, in the propulsion unit and in particular in the duct formed by its nacelle.

Le groupe propulseur gagne aussi en compacité puisqu’il n’y a plus de moteur électrique traditionnel indépendant, aussi dénommé EPU (« electrical power unit »), et il gagne aussi en poids puisque la nacelle cumule sa fonction traditionnelle avec celle de stator et les aubes de la soufflante cumulent leur fonction traditionnelle avec celle de rotor.The power unit also gains in compactness since there is no longer a traditional independent electric motor, also called EPU ("electrical power unit"), and it also gains in weight since the nacelle combines its traditional function with that of stator and the fan blades combine their traditional function with that of a rotor.

En outre, un tel groupe propulseur est plus facilement intégré en partie arrière d’un aéronef puisqu’il est possible de se dispenser d’un EPU.In addition, such a power unit is more easily integrated into the rear part of an aircraft since it is possible to dispense with an EPU.

Un tel groupe propulseur permet ainsi en outre d’allouer un espace plus réduit pour le groupe propulseur, notamment lorsque le groupe propulseur est placé en partie arrière d’un aéronef.Such a power unit thus also makes it possible to allocate a smaller space for the power unit, in particular when the power unit is placed in the rear part of an aircraft.

Par ailleurs, les liaisons mécaniques, notamment pour attacher le moteur électrique à un aéronef, sont facilitées, en particulier dans une structure arrière d’aéronef.Furthermore, the mechanical connections, in particular for attaching the electric motor to an aircraft, are facilitated, in particular in an aircraft rear structure.

Par exemple, il est ainsi possible de réduire un effet de bras de levier pouvant exister dans un groupe propulseur à moteur électrique traditionnel entre le moteur électrique et la soufflante et qui pouvait avoir un impact sur l’efficacité globale du groupe propulseur du fait d’une flexion locale.For example, it is thus possible to reduce a lever arm effect that may exist in a traditional electric motor powertrain between the electric motor and the fan and which could have an impact on the overall efficiency of the powertrain due to local bending.

Un tel groupe propulseur permet aussi une réduction de transfert de charges, notamment dans une partie arrière de fuselage.Such a power unit also allows a reduction in load transfer, in particular in a rear part of the fuselage.

De plus, la nacelle permettant de former un stator de dimension (surtout en diamètre) bien plus grande que pour un moteur électrique traditionnel pour un même groupe propulseur, le couple délivré par le moteur électrique selon l’invention est aussi bien plus grand.In addition, the nacelle making it possible to form a stator with a dimension (especially in diameter) much larger than for a traditional electric motor for the same powertrain, the torque delivered by the electric motor according to the invention is also much greater.

En conséquence, la poussée délivrée par la soufflante est augmentée aussi.Consequently, the thrust delivered by the fan is increased as well.

Selon un exemple de réalisation intéressant, le groupe propulseur comporte un dispositif de déconnexion du rotor par rapport au stator qui est configuré pour déplacer le rotor par rapport au stator, selon une direction parallèle à l’axe de rotation X de la soufflante, entre la position rapprochée et la position éloignée.According to an interesting example of embodiment, the power unit comprises a device for disconnecting the rotor relative to the stator which is configured to move the rotor relative to the stator, in a direction parallel to the axis of rotation X of the fan, between the near position and far position.

Le dispositif de déconnexion a très peu, voire pas, d’effet néfaste sur la traînée.The disconnect device has very little, if any, adverse effect on drag.

Il ne gêne pas des opérations de maintenance qui peuvent être nécessaires sur une aube.It does not hinder maintenance operations which may be necessary on a blade.

Le dispositif de déconnexion permet aussi d'utiliser un moteur supplémentaire en phase de croisière et de minimiser la perte de traînée dans les autres phases de vol.The disconnection device also makes it possible to use an additional engine in the cruising phase and to minimize the loss of drag in the other phases of flight.

Enfin, le BLI (« boundary layer ingestion ») est au moins aussi satisfaisant et il y a une diminution du SFC.Finally, the BLI (“boundary layer ingestion”) is at least as satisfactory and there is a reduction in the SFC.

Par exemple, le dispositif de déconnexion du rotor par rapport au stator est configuré pour déplacer la soufflante entre une position amont et une position avale selon une direction parallèle à l’axe de rotation X de la soufflante, la position amont de la soufflante correspondant à la position éloignée du rotor par rapport au stator et la position aval de la soufflante correspondant à la position rapprochée du rotor par rapport au stator.For example, the device for disconnecting the rotor from the stator is configured to move the fan between an upstream position and a downstream position in a direction parallel to the axis of rotation X of the fan, the upstream position of the fan corresponding to the remote position of the rotor relative to the stator and the downstream position of the fan corresponding to the close position of the rotor relative to the stator.

Par exemple, le dispositif de déconnexion comporte un cylindre et un piston configuré pour coulisser dans le cylindre, et le rotor étant relié au piston.For example, the disconnect device includes a cylinder and a piston configured to slide within the cylinder, and the rotor being connected to the piston.

Par exemple, le cylindre est fixe par rapport à la nacelle.For example, the cylinder is fixed relative to the nacelle.

Par exemple, le stator, et/ou le rotor, est intégré dans une gorge formée dans un carénage aérodynamique interne de la nacelle.For example, the stator, and/or the rotor, is integrated into a groove formed in an internal aerodynamic fairing of the nacelle.

Par exemple, le rotor et/ou le stator est formé par un anneau continu.For example, the rotor and/or the stator is formed by a continuous ring.

Par exemple, la soufflante comporte des aubes qui comportent une partie magnétisée formant le rotor.For example, the fan comprises blades which comprise a magnetized part forming the rotor.

Par exemple, le groupe propulseur comporte en outre un élément fusible configuré pour au moins en partie céder lorsque le rotor passe de la position rapprochée du stator à la position éloignée du stator.For example, the power unit further comprises a fuse element configured to at least partially yield when the rotor passes from the position close to the stator to the position far from the stator.

Par exemple, le groupe propulseur comporte en outre des aubes fixes.For example, the propulsion unit further comprises stationary vanes.

Par exemple, les aubes fixes sont placées dans la nacelle.For example, fixed vanes are placed in the nacelle.

Par exemple, les aubes fixes sont placées en aval de la soufflante.For example, fixed blades are placed downstream of the fan.

Est également proposé, selon un autre aspect, une partie arrière d’aéronef comprenant une partie arrière de fuselage et au moins un groupe propulseur d’aéronef comportant au moins une partie des caractéristiques présentées précédemment.Also proposed, according to another aspect, is an aircraft rear part comprising a rear fuselage part and at least one aircraft propulsion unit comprising at least some of the characteristics presented above.

Est également proposé, selon encore un autre aspect, un aéronef comportant une partie arrière telle que décrite précédemment.Also proposed, according to yet another aspect, is an aircraft comprising a rear part as described above.

L’invention, selon un exemple de réalisation, sera bien comprise et ses avantages apparaitront mieux à la lecture de la description détaillée qui suit, donnée à titre indicatif et nullement limitatif, en référence aux dessins annexés dans lesquels :The invention, according to an exemplary embodiment, will be well understood and its advantages will appear better on reading the following detailed description, given as an indication and in no way limiting, with reference to the appended drawings in which:

la figure 1 représente en perspective un aéronef selon un exemple de réalisation de l’invention ; FIG. 1 represents in perspective an aircraft according to an exemplary embodiment of the invention;

la figure 2 présente schématiquement une coupe d’un groupe propulseur selon un exemple de réalisation de l’invention ; FIG. 2 schematically presents a section of a propulsion unit according to an example embodiment of the invention;

la figure 3 schématise un exemple de réalisation de dispositif de déconnexion selon l’invention dans une configuration dans laquelle le rotor est accouplé au stator d’un moteur électrique ; FIG. 3 diagrams an embodiment of a disconnect device according to the invention in a configuration in which the rotor is coupled to the stator of an electric motor;

la figure 4 schématise le dispositif de déconnexion de la figure 3 dans une configuration dans laquelle le rotor est déconnecté du stator ; FIG. 4 diagrams the disconnection device of FIG. 3 in a configuration in which the rotor is disconnected from the stator;

la figure 5 est une vue en coupe d’un exemple de réalisation d’un groupe propulseur selon un exemple de réalisation de l’invention dans une configuration d’accouplement ; FIG. 5 is a sectional view of an exemplary embodiment of a propulsion unit according to an exemplary embodiment of the invention in a coupling configuration;

la figure 6 représente le groupe propulseur de la figure 5 dans une configuration d’isolement ; Figure 6 shows the drive unit of Figure 5 in an isolated configuration;

la figure 7 présente schématiquement un exemple de montage d’aubes fixes par rapport à un piston d’un dispositif de déconnexion selon un exemple de réalisation de l’invention ; FIG. 7 schematically presents an example of the mounting of stationary vanes with respect to a piston of a disconnection device according to an example embodiment of the invention;

la figure 8 présente schématiquement un exemple de montage d’une soufflante par rapport à un piston d’un dispositif de déconnexion selon un exemple de réalisation de l’invention. FIG. 8 schematically presents an example of mounting a fan with respect to a piston of a disconnection device according to an example embodiment of the invention.

Les éléments identiques représentés sur les figures précitées sont identifiés par des références numériques identiques.Identical elements shown in the aforementioned figures are identified by identical reference numerals.

Tel que représenté figure 1, un aéronef 1 comporte typiquement au moins un fuselage 2, une voilure 3 comportant généralement deux ailes 4 qui s’étendent de part et d’autre du fuselage 2, et un empennage 5.As shown in Figure 1, an aircraft 1 typically comprises at least one fuselage 2, an airfoil 3 generally comprising two wings 4 which extend on either side of the fuselage 2, and an empennage 5.

Un tel aéronef comporte en outre au moins un groupe propulseur 10, par exemple ici disposé dans l’aéronef en partie arrière.Such an aircraft further comprises at least one propulsion unit 10, for example here arranged in the aircraft in the rear part.

Comme illustré schématiquement figure 2, le groupe propulseur 10 comporte principalement une nacelle 40 et une soufflante 20, disposée dans la nacelle 40 et rotative par rapport à un axe de rotation (X).As schematically illustrated in Figure 2, the propulsion unit 10 mainly comprises a nacelle 40 and a fan 20, arranged in the nacelle 40 and rotatable with respect to an axis of rotation (X).

La nacelle 40 du groupe propulseur est par exemple liée à la partie arrière du fuselage.The nacelle 40 of the propulsion unit is for example linked to the rear part of the fuselage.

La nacelle 40 comporte un carénage aérodynamique externe 41, et un carénage aérodynamique interne 42 qui définissent entre eux une épaisseur 43 de la nacelle (l’épaisseur 43 est donc généralement variable).The nacelle 40 comprises an external aerodynamic fairing 41, and an internal aerodynamic fairing 42 which define between them a thickness 43 of the nacelle (the thickness 43 is therefore generally variable).

En outre, le groupe propulseur 10 comporte ici un moteur électrique 11 qui comporte un stator 12 et un rotor 13.In addition, the drive unit 10 here comprises an electric motor 11 which comprises a stator 12 and a rotor 13.

Ici, le rotor 13 est intégré à la soufflante 20 et le stator 12 est intégré à la nacelle 40.Here, the rotor 13 is integrated into the fan 20 and the stator 12 is integrated into the nacelle 40.

Pour intégrer le stator 12 à la nacelle 40, la nacelle 40 comporte par exemple une gorge 44, formée dans le carénage aérodynamique interne 42.To integrate the stator 12 into the nacelle 40, the nacelle 40 comprises for example a groove 44, formed in the internal aerodynamic fairing 42.

Par exemple, le stator est formé par un anneau qui est intégré au moins en partie dans l’épaisseur 43 de la nacelle 40.For example, the stator is formed by a ring which is integrated at least in part into the thickness 43 of the nacelle 40.

Avantageusement, l’anneau formant le stator 12 comporte une surface périphérique intérieure 120 qui est dans le prolongement du carénage aérodynamique interne 42 afin de limiter un potentiel effet néfaste sur les propriétés aérodynamiques d’un écoulement d’air dans la nacelle.Advantageously, the ring forming the stator 12 comprises an inner peripheral surface 120 which is in the extension of the internal aerodynamic fairing 42 in order to limit a potential harmful effect on the aerodynamic properties of an air flow in the nacelle.

La soufflante 20 comporte ici le rotor 13.The fan 20 here comprises the rotor 13.

Par exemple, la soufflante 20 comporte une partie magnétisée qui forme le rotor 13.For example, the fan 20 has a magnetized part which forms the rotor 13.

Par exemple, la soufflante 20 comporte typiquement des aubes 21 qui sont reliées à un moyeu 22 d’une part, et présentent une extrémité libre 23 d’autre part. Les extrémités libres 23 des aubes 21 définissent ainsi une périphérie de la soufflante.For example, the fan 20 typically comprises blades 21 which are connected to a hub 22 on the one hand, and have a free end 23 on the other hand. The free ends 23 of the blades 21 thus define a periphery of the fan.

Avantageusement, au moins certaines des aubes 21 de la soufflante 20 comportent une partie magnétisée ; et plus particulièrement l’extrémité libre des aubes 21 de la soufflante 20 comporte une partie magnétisée.Advantageously, at least some of the blades 21 of the fan 20 comprise a magnetized part; and more particularly the free end of the blades 21 of the fan 20 comprises a magnetized part.

Selon un premier exemple, le rotor 13 est formé par un anneau qui est en périphérie de la soufflante 20.According to a first example, the rotor 13 is formed by a ring which is on the periphery of the fan 20.

Et par exemple, l’anneau formant le rotor 13 est fixé sur les extrémités libres 23 des aubes 21 de la soufflante 20.And for example, the ring forming the rotor 13 is fixed on the free ends 23 of the blades 21 of the fan 20.

Selon un deuxième exemple, le rotor 13 est discontinu et est formé par l’ensemble des parties magnétisées d’aubes 21 de la soufflante 20.According to a second example, the rotor 13 is discontinuous and is formed by all the magnetized parts of blades 21 of the fan 20.

Comme le montre la figure 2, le rotor 13 est ici positionné axialement par rapport au stator 12, et non pas radialement comme dans les agencements décrits dans le document US 2009/0115295 susmentionné.As shown in Figure 2, the rotor 13 is here positioned axially relative to the stator 12, and not radially as in the arrangements described in document US 2009/0115295 mentioned above.

En conséquence, au moins la partie magnétisée de la soufflante 20 qui forme le rotor 13 est enfoncée dans l’épaisseur de la nacelle 40, et plus particulièrement au moins la partie magnétisée de la soufflante 20 qui forme le rotor 13 est située dans la gorge 44 de la nacelle 40.Consequently, at least the magnetized part of the fan 20 which forms the rotor 13 is sunk into the thickness of the nacelle 40, and more particularly at least the magnetized part of the fan 20 which forms the rotor 13 is located in the groove 44 from nacelle 40.

Ainsi, la gorge a ici une largeur 45 au moins égale aux dimensions correspondantes de la soufflante 20 et du stator 12 juxtaposés.Thus, the groove here has a width 45 at least equal to the corresponding dimensions of the fan 20 and the stator 12 juxtaposed.

En outre, afin de permettre une déconnexion du stator 12 et du rotor 13, au moins pour des raisons de sécurité, le groupe propulseur est configuré pour prendre une configuration d’accouplement (schématisée figure 3) et une configuration d’isolement du rotor 13 par rapport au stator 12 (schématisée figure 4).In addition, in order to allow a disconnection of the stator 12 and the rotor 13, at least for safety reasons, the power unit is configured to take a coupling configuration (schematized in Figure 3) and an isolation configuration of the rotor 13 relative to the stator 12 (shown schematically in Figure 4).

Dans la configuration d’accouplement, le rotor 13 est dans une position rapprochée du stator 12 et un champ magnétique généré par le stator 12 active le rotor 13.In the mating configuration, rotor 13 is in a close position to stator 12 and a magnetic field generated by stator 12 activates rotor 13.

Dans la configuration d’isolement du rotor 13 par rapport au stator 12, le rotor 13 est dans une position éloignée du stator 12 par rapport à la position rapprochée, selon une direction parallèle à l’axe de rotation (X) de la soufflante 20 et le champ magnétique généré par le stator n’est plus suffisant pour activer le rotor.In the configuration of insulation of the rotor 13 relative to the stator 12, the rotor 13 is in a position remote from the stator 12 relative to the close position, in a direction parallel to the axis of rotation (X) of the fan 20 and the magnetic field generated by the stator is no longer sufficient to activate the rotor.

Autrement dit, une distance entre le rotor 13 et le stator 12 est plus grande en configuration d’isolement qu’en configuration d’accouplement.In other words, a distance between the rotor 13 and the stator 12 is greater in the isolation configuration than in the coupling configuration.

Par exemple, le stator correspond à un pôle négatif et le rotor à un pôle positif.For example, the stator corresponds to a negative pole and the rotor to a positive pole.

Dans le présent exemple de réalisation, le groupe propulseur 10 comporte un dispositif de déconnexion 60.In this exemplary embodiment, the power unit 10 includes a disconnect device 60.

Le dispositif de déconnexion 60 est configuré pour déplacer, c’est à dire éloigner ou rapprocher, le rotor et le stator l’un par rapport à l’autre, selon une direction parallèle à l’axe de rotation (X) de la soufflante 20.The disconnect device 60 is configured to move, that is to say move away or bring closer, the rotor and the stator relative to each other, in a direction parallel to the axis of rotation (X) of the fan 20.

Dans le présent exemple de réalisation, le stator 12 est fixe dans la nacelle et le rotor 13 est mobile entre une position rapprochée du stator 12 et une position éloignée du stator 12.In the present embodiment, the stator 12 is fixed in the nacelle and the rotor 13 is movable between a position close to the stator 12 and a position far from the stator 12.

Dans l’exemple de réalisation schématisé sur les figures 2 à 6, la position éloignée est une position en amont de la position rapprochée.In the exemplary embodiment shown schematically in Figures 2 to 6, the remote position is a position upstream of the close position.

Et plus particulièrement ici, afin de déplacer le rotor 13, le dispositif de déconnexion 60 est configuré pour déplacer la soufflante 20 entre une position aval (schématisée figure 3) et une position amont (schématisée figure 4).And more particularly here, in order to move the rotor 13, the disconnection device 60 is configured to move the fan 20 between a downstream position (sketched in Figure 3) and an upstream position (sketched in Figure 4).

Le dispositif de déconnexion 60 comporte par exemple principalement un piston 61 et un cylindre 62 dans lequel le piston 61 peut coulisser. Il s’agit par exemple d’un système de vérin.The disconnect device 60 mainly comprises for example a piston 61 and a cylinder 62 in which the piston 61 can slide. This is for example a jack system.

Ainsi ici, le piston 61 est relié axialement de manière fixe à la soufflante 20. Cependant, la soufflante 20 conserve sa mobilité en rotation par rapport au piston 61.Thus here, the piston 61 is connected axially in a fixed manner to the fan 20. However, the fan 20 retains its mobility in rotation relative to the piston 61.

Les figures 5 et 6 présentent un exemple de réalisation d’un groupe propulseur 10.Figures 5 and 6 show an embodiment of a propulsion unit 10.

La mobilité en rotation de la soufflante 20 par rapport au piston 61 est ici représentée par un roulement à billes 63, interposé entre le piston 61 et le moyeu 22 de la soufflante 20. Un exemple de montage de la soufflante 20 sur le piston 61 est par exemple schématisé sur la figure 8.The rotational mobility of the fan 20 relative to the piston 61 is represented here by a ball bearing 63, interposed between the piston 61 and the hub 22 of the fan 20. An example of mounting the fan 20 on the piston 61 is for example schematized in figure 8.

En revanche, le piston 61 est fixe en rotation, par exemple au moins par rapport au cylindre 62. En outre ici, le cylindre 62 est fixe par rapport à la nacelle 40.On the other hand, the piston 61 is fixed in rotation, for example at least with respect to the cylinder 62. In addition here, the cylinder 62 is fixed with respect to the nacelle 40.

En configuration normale, la soufflante 20 est rapprochée sur stator 12.In normal configuration, the fan 20 is close to the stator 12.

Le dispositif de déconnexion 60 est alors par exemple ici dans un état rétracté (figures 3 et 5).The disconnect device 60 is then for example here in a retracted state (FIGS. 3 and 5).

En cas de besoin de déconnexion, la soufflante 20 est éloignée du stator 12.If disconnection is needed, the fan 20 is moved away from the stator 12.

Le dispositif de déconnexion 60 est alors par exemple ici dans un état déployé (figures 4 et 6).The disconnect device 60 is then for example here in a deployed state (FIGS. 4 and 6).

En se déplaçant, la soufflante 20 coulisse alors dans la gorge 44.As it moves, the fan 20 then slides in the groove 44.

Selon une option intéressante, la nacelle 40 comporte par exemple un élément fusible 46.According to an interesting option, the nacelle 40 comprises for example a fuse element 46.

L’élément fusible désigne ici un élément flexible, ou cassable par exemple, ou encore un actuateur.The fuse element here designates a flexible element, or breakable for example, or an actuator.

L’élément fusible 46 est par exemple ici configuré pour réaliser un prolongement du carénage aérodynamique interne 42 entre une extrémité de la gorge 44 et la soufflante 20 lorsque la soufflante 20 est en position rapprochée du stator.The fuse element 46 is for example here configured to produce an extension of the internal aerodynamic fairing 42 between one end of the groove 44 and the fan 20 when the fan 20 is in the position close to the stator.

L’élément fusible est ainsi configuré pour maintenir une forme aérodynamique interne et limiter une perte d’efficacité en trainée.The fuse element is thus configured to maintain an internal aerodynamic shape and limit a loss of drag efficiency.

De préférence, il y a un jeu entre l’élément fusible 46 et la soufflante 20 pour éviter une interaction entre l’élément fusible 46 et la soufflante 20.Preferably, there is clearance between fuse element 46 and fan 20 to avoid interaction between fuse element 46 and fan 20.

En outre, l’élément fusible 46 est par exemple configuré pour au moins en partie céder pour laisser la soufflante 20 passer de la position rapprochée du stator à la position éloignée du stator, ou autrement dit quand la soufflante se rapproche de l’extrémité de la gorge.In addition, the fuse element 46 is for example configured to at least partially yield to allow the fan 20 to pass from the position close to the stator to the position far from the stator, or in other words when the fan approaches the end of the throat.

Ainsi, dans l’exemple de réalisation de la figure 6, la soufflante 20 étant alors en position éloignée du stator, qui est une position amont par rapport à la position rapprochée du stator, l’élément fusible 46 est au moins déformé, voire rompu.Thus, in the embodiment of Figure 6, the fan 20 then being in a position away from the stator, which is an upstream position relative to the close position of the stator, the fuse element 46 is at least deformed, or even broken. .

Comme le montrent aussi les figures 5 et 6, selon une autre option intéressante, le groupe propulseur 10 comporte en outre des aubes fixes 50.As also shown in Figures 5 and 6, according to another interesting option, the propulsion unit 10 also comprises fixed vanes 50.

Les aubes fixes 50 sont ici placées dans la nacelle 40 en aval de la soufflante 20.The fixed blades 50 are here placed in the nacelle 40 downstream of the fan 20.

De telles aubes fixes sont par exemple ici configurées pour acheminer des câbles électriques pour amener du courant alternatif à la nacelle 40 par exemple.Such stationary vanes are for example here configured to route electric cables to bring alternating current to the nacelle 40 for example.

Un exemple de montage des aubes fixes 50 par rapport au piston 61 est schématisé sur la figure 7.An example of mounting fixed vanes 50 relative to piston 61 is shown schematically in Figure 7.

En effet, le piston 61 est configuré pour coulisser par rapport aux aubes fixes 50 pour pouvoir déplacer le soufflante 20 au besoin.Indeed, the piston 61 is configured to slide relative to the fixed blades 50 to be able to move the fan 20 as needed.

Le piston 61 comporte par exemple des ouvertures qui peuvent être traversées par une partie des aubes fixes 50.The piston 61 comprises for example openings which can be crossed by a part of the fixed blades 50.

Enfin, en aval de la soufflante 20, et des aubes fixes 50 le cas échéant, le groupe propulseur 10 comporte un cône de sortie 30.Finally, downstream of the fan 20, and of the stationary blades 50 if applicable, the propulsion unit 10 includes an outlet cone 30.

Le cône de sortie 30 comporte principalement une paroi 31.The outlet cone 30 mainly comprises a wall 31.

La paroi 31 est ici profilée de manière aérodynamique.The wall 31 is here profiled aerodynamically.

Le cône de sortie 30 comporte en particulier une extrémité pointue 32, appelée « plug » 32.The outlet cone 30 has in particular a pointed end 32, called a "plug" 32.

Le carénage aérodynamique interne 42 et la paroi 31 du cône de sortie 30 définissent entre eux un espace qui forme un conduit pour les gaz de propulsion de l’aéronef, générés par la soufflante 20, c’est-à-dire un flux de poussée. Le conduit a par exemple une section variable.The inner aerodynamic fairing 42 and the wall 31 of the outlet cone 30 define between them a space which forms a conduit for the propulsion gases of the aircraft, generated by the fan 20, that is to say a flow of thrust . The duct has for example a variable section.

Autrement dit, la soufflante 20 est installée dans le conduit de la nacelle 40.In other words, the fan 20 is installed in the duct of the nacelle 40.

L’invention ainsi développée propose une configuration de groupe propulseur 10 d’aéronef, notamment à ingestion de couche limite, destiné à être implanté en partie arrière d’un fuselage 2 d’aéronef 1, comme illustré figure 1.The invention thus developed proposes a configuration of an aircraft propulsion unit 10, in particular with boundary layer ingestion, intended to be installed in the rear part of a fuselage 2 of an aircraft 1, as illustrated in FIG. 1.

Claims (10)

Groupe propulseur (10) d’aéronef comportant une nacelle (40), une soufflante (20) disposée dans la nacelle (40) et rotative selon un axe de rotation (X), et un moteur électrique (11) qui comporte un rotor (13) intégré à la soufflante (20) et un stator (12) intégré à la nacelle (40),caractérisé en ce quele groupe propulseur (10) est configuré pour prendre une configuration d’accouplement dans laquelle le rotor (13) est dans une position rapprochée du stator (12), et une configuration d’isolement du rotor (13) par rapport au stator (12) dans laquelle le rotor (13) est dans une position éloignée du stator (12) par rapport à la position rapprochée selon une direction parallèle à l’axe de rotation (X) de la soufflante (20).Aircraft propulsion unit (10) comprising a nacelle (40), a fan (20) arranged in the nacelle (40) and rotatable along an axis of rotation (X), and an electric motor (11) which comprises a rotor ( 13) integrated into the fan (20) and a stator (12) integrated into the nacelle (40), characterized in that the propulsion unit (10) is configured to assume a coupling configuration in which the rotor (13) is in a position close to the stator (12), and an isolation configuration of the rotor (13) relative to the stator (12) in which the rotor (13) is in a position far from the stator (12) relative to the position close together in a direction parallel to the axis of rotation (X) of the fan (20). Groupe propulseur (10) selon la revendication 1, caractérisé en ce qu’il comporte un dispositif de déconnexion (60) du rotor par rapport au stator qui est configuré pour déplacer le rotor (13) par rapport au stator (12), selon une direction parallèle à l’axe de rotation (X) de la soufflante (20), entre la position rapprochée et la position éloignée.Propulsion unit (10) according to claim 1, characterized in that it comprises a device (60) for disconnecting the rotor relative to the stator which is configured to move the rotor (13) relative to the stator (12), according to a direction parallel to the axis of rotation (X) of the fan (20), between the close position and the remote position. Groupe propulseur (10) selon la revendication 2, caractérisé en ce que le dispositif de déconnexion (60) du rotor par rapport au stator est configuré pour déplacer la soufflante (20) entre une position amont et une position avale selon une direction parallèle à l’axe de rotation (X) de la soufflante (20), la position amont de la soufflante (20) correspondant à la position éloignée du rotor (13) par rapport au stator (12) et la position aval de la soufflante (20) correspondant à la position rapprochée du rotor (13) par rapport au stator (12).Propulsion unit (10) according to Claim 2, characterized in that the device (60) for disconnecting the rotor from the stator is configured to move the fan (20) between an upstream position and a downstream position in a direction parallel to the axis of rotation (X) of the fan (20), the upstream position of the fan (20) corresponding to the remote position of the rotor (13) relative to the stator (12) and the downstream position of the fan (20) corresponding to the close position of the rotor (13) relative to the stator (12). Groupe propulseur (10) selon l’une quelconque des revendications 2 ou 3, caractérisé en ce que le dispositif de déconnexion (60) comporte un cylindre (62) et un piston (61) configuré pour coulisser dans le cylindre (62), et le rotor (13) étant relié au piston (61).Power unit (10) according to any one of claims 2 or 3, characterized in that the disconnect device (60) comprises a cylinder (62) and a piston (61) configured to slide in the cylinder (62), and the rotor (13) being connected to the piston (61). Groupe propulseur (10) selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que le stator (12), et/ou le rotor (13), est intégré dans une gorge (44) formée dans un carénage aérodynamique interne (42) de la nacelle (40).Propulsion unit (10) according to any one of Claims 1 to 4, characterized in that the stator (12), and/or the rotor (13), is integrated in a groove (44) formed in an internal aerodynamic fairing ( 42) of the nacelle (40). Groupe propulseur (10) selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que la soufflante (20) comporte des aubes (21) qui comportent une partie magnétisée formant le rotor (13).Propulsion unit (10) according to any one of Claims 1 to 5, characterized in that the fan (20) comprises blades (21) which comprise a magnetized part forming the rotor (13). Groupe propulseur (10) selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce qu’il comporte en outre un élément fusible (46) configuré pour au moins en partie céder lorsque le rotor (13) passe de la position rapprochée du stator (12) à la position éloignée du stator (12).Propellant unit (10) according to any one of Claims 1 to 6, characterized in that it further comprises a fusible element (46) configured to at least partially yield when the rotor (13) passes from the position close to the stator (12) at the position away from the stator (12). Groupe propulseur (10) selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce qu’il comporte en outre des aubes fixes (50) et en ce que les aubes fixes (50) sont placées dans la nacelle (40), en aval de la soufflante (20).Propellant unit (10) according to any one of Claims 1 to 7, characterized in that it also comprises fixed vanes (50) and in that the fixed vanes (50) are placed in the nacelle (40), downstream of the fan (20). Partie arrière d’aéronef comprenant une partie arrière de fuselage et au moins un groupe propulseur (10) d’aéronef selon l’une quelconque des revendications 1 à 8.Aircraft rear part comprising a rear fuselage part and at least one aircraft propulsion unit (10) according to any one of claims 1 to 8. Aéronef comportant une partie arrière selon la revendication 9.Aircraft comprising a rear part according to claim 9.
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Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6286361B1 (en) * 1998-01-05 2001-09-11 Rolls-Royce Plc Method and apparatus for remotely detecting pressure, force, temperature, density, vibration, viscosity and speed of sound in a fluid
US20090115295A1 (en) 2007-10-08 2009-05-07 Snecma Turbojet having an electricity generator arranged in its fan
US9714609B2 (en) * 2012-02-16 2017-07-25 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine and electric machine

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6286361B1 (en) * 1998-01-05 2001-09-11 Rolls-Royce Plc Method and apparatus for remotely detecting pressure, force, temperature, density, vibration, viscosity and speed of sound in a fluid
US20090115295A1 (en) 2007-10-08 2009-05-07 Snecma Turbojet having an electricity generator arranged in its fan
US9714609B2 (en) * 2012-02-16 2017-07-25 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine and electric machine

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