WO2017060585A1

WO2017060585A1 - Aeronef avec un ensemble de propulsion a soufflantes multiples fixe sous aile

Info

Publication number: WO2017060585A1
Application number: PCT/FR2016/052469
Authority: WO
Inventors: Bruno Albert Beutin; Nicolas Maurice Hervé AUSSEDAT; Nicolas Alain Bader; Philippe Gérard CHANEZ; Gilles Alain Charier; Mathieu LALLIA; Lionel Jean Léon Lefranc; Kevin Morgane LEMARCHAND; Hervé Jean Albert MOUTON; Nicolas Joseph SIRVIN; Ludovic Michaël Laurent TOUPET; Christian Sylvain VESSOT; Nathalie NOWAKOWSKI
Original assignee: Safran Aircraft Engines
Priority date: 2015-10-05
Filing date: 2016-09-29
Publication date: 2017-04-13
Also published as: US20180281978A1; US11059597B2; FR3042010A1; FR3042010B1

Abstract

La présente invention porte sur un aéronef comportant un fuselage, une aile (1) latérale de sustentation et un ensemble de propulsion (100) monté sous l'aile, l'aile comportant au moins deux longerons structuraux (1lba, 1lbf) s'étendant depuis le fuselage en direction de l'extrémité de l'aile, l'un (1lba) étant amont l'autre (1lbf) étant aval, et l'ensemble de propulsion comprenant un générateur de gaz (106) et au moins deux soufflantes (102, 104) déportées disposées de part et d'autre de l'axe du 10 générateur de gaz. L'aéronef est caractérisé par le fait que les soufflantes déportées (102, 104) sont attachées directement à l'un desdits longerons (1lba, lbf) et le générateur de gaz (106) est attaché directement aux deux longerons. En particulier le bord d'attaque de l'aile formant une flèche d'angle (α) donné avec l'axe du fuselage, les deux soufflantes (102, 104) déportées sont décalées axialement l'une par rapport à l'autre.

Description

Aéronef avec un ensemble de propulsion à soufflantes multiples fixé sous aile

Domaine de l'invention

La présente invention concerne le domaine aéronautique et vise un aéronef équipé d'au moins un ensemble de propulsion formé d'un générateur de gaz et d'au moins deux soufflantes, l'ensemble de propulsion étant fixé sous l'aile de l'aéronef.

Etat de l'art

L'évolution naturelle des turboréacteurs multiflux présentant une soufflante, notamment amont, est de réduire la poussée spécifique en augmentant le taux de dilution, qui est le rapport du flux secondaire au flux primaire. Dans le cas des moteurs conventionnels à double corps et double flux avec une turbine directement liée à la soufflante, les augmentations du taux de dilution sont limitées notamment par la difficulté à concilier le nécessaire ralentissement de la vitesse de rotation de la soufflante et l'impact d'un tel ralentissement sur l'augmentation de charge et la dégradation de performance de la turbine basse pression. Les architectures de types connus sous le nom de GTF qui est l'acronyme de « geared turbofans » comme UHBR, « ultra high bypass ratio » dans lesquelles le rotor de soufflante est entraîné par l'intermédiaire d'un réducteur de vitesse, répondent partiellement à cet objectif en optimisant l'efficacité de la turbine tout en autorisant un régime de soufflante modéré.

Toutefois, indépendamment de cet objectif d'optimisation des rendements de composants internes à la turbomachine, augmenter davantage le taux de dilution sur des tels moteurs accrochés sous aile serait contraint par la garde au sol minimale à respecter le taux de dilution étant lié au diamètre fan.

De plus, des diamètres de soufflante toujours plus élevés, conduisant à des régimes de rotation de plus en plus faibles, complexifieraient l'architecture de la transmission de puissance - en raison de l'augmentation du rapport de réduction du réducteur - et auraient un impact sur les masses du moteur non négligeable.

Une solution consistant à utiliser un moteur à plusieurs soufflantes déportées dans un montage de l'ensemble de propulsion sous aile permettrait d'en augmenter le taux de dilution tout en conservant une garde au sol convenable pour l'aéronef. La figure 1 représente le montage conventionnel d'un tel ensemble de propulsion.

Les documents US 3 054 577 et EP 2 096 293 présentent également des exemples de soufflantes déportées par rapport au générateur de gaz. Il existe également par exemple dans le document US 4 209 149 le cas de plusieurs générateurs de gaz avec une soufflante en amont disposés sous l'aile via un pylône.

Cependant, les architectures de ce type d'ensemble de propulsion renferment un certain nombre de contraintes sur la traînée, la masse et la garde au sol qui doivent être résolues :

Avec un ensemble de propulsion composé de deux soufflantes déportées de part et d'autre du générateur de gaz, le tout positionné sous aile en amont de cette dernière tend à amplifier les phénomènes de traînée induite par la nacelle. La conséquence est une dégradation de la performance du moteur.

En outre, la disposition conventionnelle de l'ensemble propulseur sous aile, en amont de celle-ci, implique un moyen de suspension visant à reprendre les efforts de cet ensemble de propulsion vers l'aile. Un pylône conventionnel est alors utilisé. Il est positionné entre les deux soufflantes. Le positionnement du centre de gravité reculé en amont par rapport à un ensemble de propulsion conventionnel engendre un impact en masse important sur le pylône et empêche une optimisation en performance de l'ensemble moteur. De plus, le pylône n'est généralement pas conçu pour supporter des efforts dissymétriques de la part des deux soufflantes, par exemple lorsqu'un des deux mécanismes d'inversion de poussée est en panne. Une conception résistant à des efforts dissymétriques impliquerait un renforcement considérable de la structure et donc une augmentation substantielle de la masse; cela contraint donc l'ensemble de l'architecture dont la masse ou la fiabilité reste impactée.

Par ailleurs, si l'on prend en compte l'ouverture des volets arrière au bord de fuite de l'aile, le fait de positionner le générateur de gaz en partie haute présente un risque de perturbation aérodynamique. Afin de résoudre ce problème, le générateur de gaz est disposé suffisamment bas, avec les soufflantes en partie basse, ce qui a un impact sur la garde au sol de l'aéronef. La masse du pylône, comme dans le document EP 2 572 986, ainsi que la traînée nacelle étant des contraintes fortes sur ces concepts, il a été proposé dans l'art antérieur des solutions alternatives davantage intégrées au sein de l'aile.

Une solution connue de l'art antérieur est d'intégrer davantage l'ensemble de propulsion dans l'aile. Le document US 3 054 577, en rapport avec la figure 4 de ce dernier, décrit un ensemble de propulsion dont le générateur de gaz est en partie intégré dans l'aile. L'ensemble de propulsion comprend deux soufflantes déportées de chaque côté du générateur de gaz et qui sont attachées chacune à un carter du générateur de gaz, d'après cette figure 4 très schématique et sa description dans le document. Un problème résultant de cette disposition est qu'en fonction des contraintes dynamiques subies par l'aile en vol ou même au roulage, les accélérations subies par l'ensemble de propulsion, en particulier dans la direction verticale, peuvent provoquer un mouvement de battement simultané des deux soufflantes, ce qui fait osciller la position angulaire de chaque soufflante par rapport à sa position angulaire au repos vis-à-vis de l'axe du générateur de gaz. L'arbre de transmission entre le générateur de gaz et une soufflante, qui s'étend radialement par rapport à l'axe du générateur de gaz, suit le battement de la soufflante, ce qui induit des contraintes mécaniques sur les renvois de transmission entre les arbres axiaux du générateur de gaz et de la soufflante et l'arbre de transmission radial. Ces contraintes mécaniques provoquent généralement une usure accélérée des dentures de pignons des renvois de transmission ou une casse.

Il est donc souhaitable d'apporter une solution qui permettrait de réduire significativement le mouvement de battement des deux soufflantes.

Par ailleurs, il faut faire attention au phénomène de perturbation aérodynamique entre l'aile et la nacelle lorsque les deux soufflantes déportées sont dans un plan commun, c'est-à-dire que les entrées d'air des deux soufflantes sont au même niveau axial selon la direction longitudinale de l'ensemble de propulsion.

Une géométrie d'aile en flèche est courante sur les avions de ligne. Cette flèche, d'environ 30°, dans le cas des soufflantes positionnées dans le même plan, empêche une distribution équitable du flux entre les soufflantes intérieures et extérieures. En effet, la soufflante intérieure se retrouve masquée lorsque l'on décide de positionner un ensemble de propulsion complètement sous aile.

L'invention vise à remédier à ces problèmes. Exposé de l'invention

On parvient à l'objectif visé avec un aéronef comportant un fuselage, une aile latérale de sustentation et un ensemble de propulsion monté sous l'aile, l'aile comportant au moins deux longerons structuraux s'étendant depuis le fuselage en direction de l'extrémité de l'aile, l'un étant amont l'autre étant aval, et l'ensemble de propulsion comprenant un générateur de gaz et au moins deux soufflantes déportées disposées de part et d'autre de l'axe du générateur de gaz.

Cet aéronef est, conformément à l'invention, caractérisé par le fait que les soufflantes déportées sont attachées directement à l'un des longerons et le générateur de gaz est attaché directement aux deux longerons. Par cette caractéristique, on résout notamment le problème de la répartition des masses dans le sens axial et on évite l'emploi d'un pylône susceptible de générer des efforts aérodynamiques lors des manœuvres, qui sont sources d'instabilité. Plus particulièrement, l'ensemble de propulsion est davantage intégré dans l'aile et les surfaces participant à la traînée sont minimisées par une telle configuration.

Ainsi, nous entendons par l'expression « directement attaché » que l'ensemble de propulsion, le générateur de gaz et les soufflantes, sont fixés sans pylône de manière que l'ensemble de propulsion soit davantage intégré sous l'aile.

Plus particulièrement, les soufflantes déportées sont attachées au longeron amont.

Selon une autre caractéristique, chaque soufflante comprend un carter supporté par le longeron amont par l'intermédiaire d'un dispositif de suspension qui relie directement le carter audit longeron amont.

Conformément à une autre caractéristique, le bord d'attaque de l'aile formant une flèche d'angle donné avec l'axe du fuselage, les deux soufflantes déportées sont décalées axialement l'une par rapport à l'autre.

Plus particulièrement, les veines d'entrée d'air des deux soufflantes déportées sont en dessous et à proximité du bord d'attaque de l'aile.

Dans la mesure où le bord d'attaque forme un angle non négligeable par rapport à la perpendiculaire à l'axe du fuselage, il apparaît que la disposition de l'ensemble de propulsion dans sa forme conventionnelle où la soufflante déportée intérieure, située du côté du fuselage est susceptible de générer des perturbations d'origine aérodynamique affectant le rendement de la soufflante. Une telle disposition permet une distribution équitable du flux entre les soufflantes intérieures (proche du fuselage) et extérieures (proche de l'extrémité de l'aile). La soufflante intérieure est alors moins masquée du fait de sa disposition sous l'aile. Les perturbations aérodynamiques entre la nacelle des soufflantes et l'aile sont minimisées, notamment lors de fortes incidences. En rapprochant l'entrée des soufflantes du bord d'attaque, on évite également les perturbations aérodynamiques entre la nacelle des soufflantes et l'aile.

Conformément à une autre caractéristique, l'axe du générateur de gaz est situé à un niveau plus élevé que les axes des deux soufflantes déportées. Selon une forme de réalisation préférée, le générateur de gaz est intégré à l'aile, l'enveloppe extérieure du générateur de gaz étant formée au moins en partie par une partie de la paroi formant l'intrados et/ou l'extrados de l'aile. Plus particulièrement, au moins une partie de l'enveloppe d'au moins l'une des soufflantes est formée par une partie de la paroi formant l'intrados et / ou l'extrados de l'aile.

Dans ce mode de réalisation, le générateur de gaz comprend une tuyère d'éjection des gaz dont l'axe du flux de gaz éjecté forme un angle compris entre 5 et 25° vers le bas avec le plan horizontal. Cela permet au flux gazeux de ne pas interférer avec les volets de commande montés sur le bord de fuite de l'aile.

Une autre solution consiste à disposer un canal d'éjection des gaz du générateur de gaz de manière à orienter le flux gazeux le long de la paroi extrados de l'aile. Cette solution présente l'avantage de créer un effet Coanda sur l'aile.

Présentation des figures

D'autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui suit de modes réalisation de l'invention, non limitatifs, en référence aux dessins annexés sur lesquels

La figure 1 montre un avion sur lequel est monté sous aile via un pylône un ensemble de propulsion conventionnel avec deux soufflantes amont ;

La figure 2 montre un ensemble de propulsion conventionnel à deux soufflantes amont qui sont déportées par rapport à l'axe du générateur de gaz ;

La figure 3 montre la position de l'ensemble de propulsion conventionnel par rapport au bord d'attaque de l'aile ;

La figure 4 montre de manière schématique et en coupe transversale l'aile avec l'attache conformément à l'invention de l'ensemble de propulsion ;

La figure 5 montre l'agencement décalé axialement des soufflantes déportées de manière à ce qu'elles se situent auprès du bord d'attaque ;

La figure 6 montre de manière schématique l'agencement d'un ensemble de propulsion sous l'aile avec enveloppe ;

La figure 7 montre de manière schématique une vue de côté d'un mode de réalisation de l'orientation du jet gazeux issu de l'ensemble de propulsion ;

La figure 8 montre de manière schématique une vue de côté d'une variante de guidage du flux gazeux issu de l'ensemble de propulsion. Description détaillée de modes de réalisation de l'invention.

Sur la figure 1 on voit un aéronef, ici un avion, avec son fuselage et ses deux ailes 1 latérales de sustentation sous lesquelles sont montées des ensembles de propulsion 2 propres à améliorer la consommation spécifique des moteurs et le niveau de bruit. Sur cette figure, un seul ensemble de propulsion 2 est représenté mais un deuxième est prévu sous l'autre aile.

L'ensemble de propulsion 2 de ce type, à savoir avec deux soufflantes déportées de part et d'autre d'un générateur de gaz comprend conventionnellement un générateur de gaz 5 flanqué de deux soufflantes, 3 et 4, une de chaque côté de l'axe du générateur de gaz. L'axe du générateur de gaz est ici sensiblement parallèle à l'axe du fuselage. Le générateur de gaz 5 est formé d'un moteur à turbine à gaz avec au moins une entrée d'air, un compresseur, une chambre de combustion et une turbine. II se termine à l'aval par une tuyère d'éjection des gaz. Il peut être mono ou multi flux, simple ou multi corps selon les besoins. Les soufflantes sont entraînées soit mécaniquement par un arbre du générateur de gaz par l'intermédiaire d'un mécanisme de transmission mécanique approprié, soit par un flux gazeux prélevé sur le générateur de gaz. Le mode d'entraînement des soufflantes n'est pas l'objet de la présente demande. Sa description n'est pas développée. Il en est de même de la liaison entre les modules de soufflantes et le générateur de gaz. Sur la figure 1 correspondant à l'art antérieur, l'ensemble de propulsion est relié à l'aile à laquelle il est accroché par l'intermédiaire d'un pylône 6. Les inconvénients de ce montage ont été rappelés plus haut. En particulier, le montage en amont par rapport à l'aile tend à amplifier les phénomènes de traînée nacelle et l'impact masse est important.

La figure 2 montre un ensemble de propulsion seul 10 développé par rapport à la solution de la figure 1. Les soufflantes 12 et 14 dont on ne voit que les carters enveloppant les rotors de soufflantes non visibles, et les moyeux centraux sont accolées l'une à l'autre. Le générateur de gaz 15 est disposé à cheval sur les deux carters de soufflantes et se prolonge vers l'arrière, l'avant de l'ensemble étant du côté gauche par rapport à la figure. Là encore les moyens d'entraînement des soufflantes 12 et 14 par le générateur de gaz 15 ne sont pas spécifiés ainsi que les moyens de liaison entre eux. L'entrée du générateur de gaz est ici dépourvue de soufflante. Dans une variante de réalisation à trois soufflantes dont deux déportées, une soufflante non déportée peut être disposée en amont du générateur de gaz de manière coaxiale à celui-ci.

Sur la figure 3, on a disposé l'ensemble de propulsion sous les ailes d'un avion présentant une flèche, usuelle dans le domaine des avions commerciaux, de l'ordre de 30°. On constate que les soufflantes 16 dites intérieures car du côté du fuselage sont masquées en partie par le bord amont de l'aile, en raison précisément de l'angle de flèche des ailes. Dans les phases de vol, en montée par exemple, où l'avion est amené à former un angle avec son vent relatif, cette zone amont est le siège de fortes perturbations dans l'écoulement des filets d'air le long des ailes. Ces perturbations sont préjudiciables au bon fonctionnement du moteur.

On remédie à ce problème, conformément à l'invention, en optimisant l'intégration de l'ensemble de propulsion par rapport à l'aile de façon à minimiser les surfaces participant à la traînée. On y parvient en fixant l'ensemble de propulsion 100 directement aux longerons de l'aile sans l'intermédiaire d'un pylône. Nous entendons ainsi par le terme « directement » qu'un pylône n'est pas utilisé pour suspendre l'ensemble de propulsion aux longerons de l'aile. Sur la figure 4 on voit, en coupe, l'aile 1 et ses deux longerons, l'un amont llba et l'autre aval llbf. L'amont et l'aval sont définis par rapport à la direction d'avancement de l'avion. L'ensemble de propulsion 100 comprend deux soufflantes 102 et 104 ainsi que le générateur de gaz 106. L'ensemble est attaché directement aux longerons de l'aile. Les deux soufflantes sont fixées directement au longeron amont llba près du bord d'attaque de l'aile ; le générateur de gaz 106 est attaché directement aux deux longerons llba et llbf. Les moyens d'attache ne sont pas décrits de façon plus détaillées ; ils sont à la portée de l'homme du métier. Le carter d'une soufflante est un élément de stator structural à l'intérieur duquel est monté le rotor de la soufflante. Par une soufflante fixée directement à un longeron, nous entendons que le carter de la soufflante est supporté par le longeron par l'intermédiaire d'un dispositif de suspension 108 qui relie directement le carter au longeron, c'est-à-dire sans qu'une structure telle qu'un pylône ou mat analogue soit interposée sur le chemin d'efforts entre le carter et le longeron. Le dispositif de suspension 108, qui est représenté schématiquement, peut être similaire à un dispositif de suspension classique reliant un carter de turbomachine à un pylône.

Chacune des deux soufflantes est essentiellement supportée par le longeron amont llba. Une liaison reliant le carter d'une soufflante au carter du générateur de gaz, qui peut intégrer un passage pour l'arbre de transmission du générateur de gaz vers la soufflante, peut être conçue pour supporter une petite partie du poids de la soufflante. Néanmoins, la plus grande partie du poids de chaque soufflante est supportée par le longeron amont, ce qui permet de limiter grandement voire d'éviter complètement le phénomène rencontré dans l'art antérieur d'apparition dans certaines conditions d'un mouvement de battement simultané des deux soufflantes. Le cas échéant on minimise encore la traînée produite par le moteur en intégrant au moins une partie de l'ensemble de propulsion dans l'aile, comme par exemple dans la réalisation décrite plus loin en référence à la figure 6. Sur la figure 5 on voit la représentation de la seconde caractéristique de la solution de l'invention. L'aile 1 formant une flèche d'angle a (alpha) de l'ordre de 30° en général, on dispose les deux soufflantes du moteur 100 en décalé axial l'une par rapport à l'autre. La soufflante extérieure 102 est décalée par rapport à la soufflante

104 qui est située du côté du fuselage. Plus précisément, on voit que la soufflante intérieure 104 est plus en amont que la soufflante extérieure 102. Ce décalage axial permet de disposer le moteur sous l'aile en étant aussi proche que possible du bord d'attaque favorisant un montage compact sans porte à faux et autorisant un carénage de l'ensemble de propulsion apte à réduire la traînée aérodynamique. La figure 6 illustre l'aspect de l'invention visant à minimiser la traînée produite par le moteur, par un mode de réalisation où l'ensemble de propulsion 100 est intégré dans une enveloppe formant une nacelle 110 qui constitue une partie de la surface de l'aile, ici l'intrados de l'aile. Au moins le longeron amont llba parmi les deux longerons de l'aile présente une portion curviligne formant une concavité dirigée vers le bas. De cette façon, le générateur de gaz 106 est intégré au moins partiellement dans l'aile tout en restant attaché directement aux deux longerons, et plus particulièrement suspendu aux longerons. Selon d'autres variantes, seul le générateur de gaz est intégré dans l'aile et son enveloppe constitue une partie de la face intrados et/ou extrados de l'aile.

Sur la figure 7, on voit le moteur 100 de côté avec une des soufflantes, le générateur de gaz 106 étant monté près de l'intrados de l'aile 1. On note que le bord aval de l'aile est pourvu de volets lf, mobiles autour d'un axe horizontal, perpendiculaire à l'axe du fuselage, comme cela est connu. Pour éviter que le flux de gaz issu du générateur de gaz 106 ne vienne interférer avec le plan des volets lf quand ceux-ci sont en position active, on prévoit dans cette variante de réalisation que les gaz d'échappement soient inclinés vers le bas d'un angle β de l'ordre de 10 à 20°. La tuyère 106T d'éjection des gaz du générateur 106 est orientée également vers le bas suivant cet angle β.

Sur la figure 8, les gaz d'échappement du générateur de gaz sont déviés de manière à ce qu'ils balayent la face supérieure de l'aile 1, créant un effet Coanda améliorant la portance de l'aile. Le générateur de gaz 106 est dans ce cas pourvu d'un canal

105 d'éjection des gaz traversant l'aile et débouchant parallèlement à la surface supérieure de l'aile. En particulier, l'entrée d'air du générateur de gaz est située en- dessous de l'aile et la tuyère d'échappement des gaz est située au-dessus de l'aile. Dans cet exemple, le canal d'éjection présente sensiblement une section en forme de S.

Claims

Revendications

1. Aéronef comportant un fuselage, une aile (1) latérale de sustentation et un ensemble de propulsion (100) monté sous l'aile, l'aile comportant au moins deux longerons structuraux (llba, llbf) s 'étendant depuis le fuselage en direction de l'extrémité de l'aile, l'un (llba) étant amont l'autre (llbf) étant aval, et l'ensemble de propulsion comprenant un générateur de gaz (106) et au moins deux soufflantes (102, 104) déportées disposées de part et d'autre de l'axe du générateur de gaz, caractérisé par le fait que les soufflantes déportées (102, 104) sont attachées directement à l'un desdits longerons (llba, lbf) et le générateur de gaz (106) est attaché directement aux deux longerons.

2. Aéronef selon la revendication précédente, dont les soufflantes déportées sont attachées au longeron amont (llba).

3. Aéronef selon la revendication précédente, dont chaque soufflante comprend un carter supporté par le longeron amont (llba) par l'intermédiaire d'un dispositif de suspension (108) qui relie directement le carter audit longeron amont.

4. Aéronef selon l'une des revendications précédentes, dont le bord d'attaque de l'aile forme une flèche d'angle (a) donné avec l'axe du fuselage, les deux soufflantes (102, 104) déportées étant décalées axialement l'une par rapport à l'autre.

5. Aéronef selon la revendication précédente, dont les veines d'entrée d'air des deux soufflantes déportées sont en dessous et à proximité du bord d'attaque de l'aile.

6. Aéronef selon l'une des revendications précédentes, dont l'axe du générateur de gaz est situé à un niveau plus élevé que les axes des deux soufflantes déportées.

7. Aéronef selon la revendication précédente, dont le générateur de gaz est intégré à l'aile, l'enveloppe extérieure du générateur de gaz étant formée au moins en partie par une partie de la paroi formant l'intrados et/ou l'extrados de l'aile.

8. Aéronef selon la revendication précédente, dont au moins une partie de l'enveloppe d'au moins l'une des soufflantes est formée par une partie de la paroi formant l'intrados et / ou l'extrados de l'aile.

9. Aéronef selon l'une des revendications précédentes, dont le générateur de gaz comprend une tuyère (106T) d'éjection des gaz, l'axe du flux de gaz éjecté formant un angle (β) compris entre 5 et 25° vers le bas avec le plan horizontal.

10. Aéronef selon l'une des revendications 1 à 8, dont le générateur de gaz comprend un canal (105) d'éjection des gaz orientant le flux gazeux le long de la paroi extrados de l'aile.