WO2017158294A1 - Turboréacteur comprenant un arbre basse pression supercritique - Google Patents

Turboréacteur comprenant un arbre basse pression supercritique Download PDF

Info

Publication number
WO2017158294A1
WO2017158294A1 PCT/FR2017/050596 FR2017050596W WO2017158294A1 WO 2017158294 A1 WO2017158294 A1 WO 2017158294A1 FR 2017050596 W FR2017050596 W FR 2017050596W WO 2017158294 A1 WO2017158294 A1 WO 2017158294A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
turbojet engine
turbine
shaft
bearings
low pressure
Prior art date
Application number
PCT/FR2017/050596
Other languages
English (en)
Inventor
Jérémy DIEVART
Yanis BENSLAMA
Nathalie NOWAKOWSKI
Original Assignee
Safran Aircraft Engines
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines filed Critical Safran Aircraft Engines
Priority to US16/085,086 priority Critical patent/US11047338B2/en
Publication of WO2017158294A1 publication Critical patent/WO2017158294A1/fr

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/326—Application in turbines in gas turbines to drive shrouded, low solidity propeller
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/327—Application in turbines in gas turbines to drive shrouded, high solidity propeller
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/40—Transmission of power
    • F05D2260/403—Transmission of power through the shape of the drive components
    • F05D2260/4031—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing
    • F05D2260/40311—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing of the epicyclical, planetary or differential type

Definitions

  • Turbojet comprising a supercritical low pressure shaft
  • the invention relates to the field of turbomachines, and more particularly turbofan engines having a high or very high dilution ratio, and a supercritical low pressure shaft, that is to say with a mode of flexural deformation in the operating range.
  • a turbofan engine generally comprises, upstream to downstream in the direction of gas flow, a streamlined fan housed in a fan casing, a primary flow annulus and an annular secondary flow space.
  • the air mass sucked by the fan is thus divided into a primary flow, which flows in the primary flow space, and a secondary flow, which is concentric with the primary flow and flows in the flow space. secondary.
  • the primary flow space passes through a primary body comprising one or more stages of compressors, for example a low pressure compressor and a high pressure compressor, a combustion chamber, one or more turbine stages, for example a high pressure turbine, and a low pressure turbine, and a gas exhaust nozzle.
  • a primary body comprising one or more stages of compressors, for example a low pressure compressor and a high pressure compressor, a combustion chamber, one or more turbine stages, for example a high pressure turbine, and a low pressure turbine, and a gas exhaust nozzle.
  • the high pressure turbine rotates the high pressure compressor through a first shaft, said high pressure shaft, while the low pressure turbine rotates the low pressure compressor and the blower via a second tree, called low pressure tree.
  • the low pressure shaft is generally housed in the high pressure shaft.
  • turbojet engines having a dilution ratio, that is to say the ratio between the secondary flow rate and that of the primary flow, high.
  • a dilution ratio that is to say the ratio between the secondary flow rate and that of the primary flow, high.
  • high dilution rate here will be understood a dilution ratio greater than 10, for example between 12 and 18.
  • the blower is decoupled from the low pressure turbine, thereby independently to optimize their respective rotational speed.
  • the decoupling can be performed using a gear such as an epicyclic or planetary reduction mechanism, placed between the upstream end of the low pressure shaft and the blower.
  • the blower is then driven by the low pressure shaft through the reduction mechanism and an additional shaft, said blower shaft, which is fixed between the reduction mechanism and the blower disk.
  • This decoupling thus makes it possible to reduce the speed of rotation and the pressure ratio of the fan, and to increase the power extracted by the low pressure turbine.
  • the rotational speed of the low-pressure turbine in a turbojet engine comprising a reduction mechanism is therefore much greater than the rotation speed of a low-pressure turbine in a conventional turbojet engine (that is to say without a reduction mechanism ) of equivalent power.
  • the torque to be transmitted by the low pressure shaft to the reduction mechanism is less important than in the case of the conventional turbojet, since the turbojet engines work at equivalent power but the low pressure shaft rotates faster.
  • the low pressure shaft may have a smaller diameter, which facilitates the integration of the high pressure body. However, this reduction in the diameter of the low pressure shaft has the effect of reducing the frequency of eigenmodes, whereas the increase in the speed of rotation of the low pressure shaft enlarges the operating range of the shaft.
  • the low pressure shaft is caused to exceed a critical speed, which is predetermined, which corresponds to a mode of bending deformation of the shaft in its operating range and to enter in resonance.
  • a critical speed which is predetermined, which corresponds to a mode of bending deformation of the shaft in its operating range and to enter in resonance.
  • resonance which occurs at the passage of the critical speed of the low pressure shaft, it undergoes overvoltage phenomena that amplify the deformations and forces caused by the unbalance of the tree. Under these conditions, the tree is said to be supercritical.
  • a turbomachine rotating at a critical speed in steady state risks a rapid degradation. It is therefore sought to have critical speeds outside the steady state operating ranges of the turbomachine.
  • FIG. 3 illustrates the modal analysis of a supercritical low-pressure shaft of a high-dilution turbojet according to the prior art. This figure shows, in revolutions per minute, the ground speed (2000 to 4500 rpm), the cruising speed (from 8500 to 9500 rpm), the take-off speed (from 9000 to 9750 rpm).
  • this figure provides a critical speed value for the first mode of bending deformation of the low-pressure shaft, said mode 1f appears at a critical speed of the order of the order of 5000 rpm.
  • this mode 1f in order to limit the area of potential occurrence of instabilities (non-synchronous vibrations), this mode 1f must be higher in frequency.
  • the second mode of bending deformation of the low-pressure shaft, said mode 2f occurs at a critical speed of the order of 1 1000 rpm, which is too close to the redline and has the consequence of overload the engine structure.
  • the appearance of such deformation modes can have the effect of preventing the engine revving due to the high deflection of the low pressure shaft and / or generating non-synchronous vibrations, which results in an uncontrolled and divergent increase in the dynamic response of the shaft beyond the critical speed corresponding to the mode 1f.
  • An object of the invention is therefore to provide a turbofan engine with a high dilution ratio, which has a healthy dynamic situation, that is to say whose modes of deformation appear outside operating ranges, or at least only during transient phases of the turbojet engine.
  • turbofan engine comprising:
  • the turbojet engine has a dilution ratio of greater than or equal to 10.
  • the turbine shaft is supported by four bearings so that the bending deformation modes of the turbine shaft are positioned in transient phase or out of the operating range of the turbojet engine.
  • the turbojet engine further comprises, from upstream to downstream in the direction of flow of the gases in the turbojet engine: a fan driven by the fan shaft, a low pressure compressor driven by the turbine shaft, a compressor high pressure, and a turbine, which rotates the turbine shaft,
  • the turbojet engine further comprises an inter-compressor casing, extending between the low-pressure compressor and the high-pressure compressor, and in which a first of the four bearings which supports the turbine shaft is mounted on the inter-compressor casing,
  • the turbojet engine further comprises a vein casing extending between the reduction mechanism and the low-pressure compressor, and in which a second of the four bearings which supports the turbine shaft is mounted on the vein casing,
  • the first of the four bearings is equipped with a flexible cage and may furthermore comprise an oil film damper, while the second of the four bearings has no flexible cage,
  • the turbojet engine further comprises an exhaust casing extending downstream of the turbine, and in which a third of the four bearings is mounted on the exhaust casing,
  • the turbine comprises, from upstream to downstream, a high pressure turbine and a low pressure turbine separated by an inter-turbine casing, the fourth of the four bearings being mounted on the inter-turbine casing, upstream of the third bearing,
  • the fourth of the four bearings is equipped with a flexible cage and may furthermore comprise an oil film damper, while the third of the four bearings has no flexible cage, the high pressure compressor is driven by a high pressure shaft, said high pressure shaft being mounted on a front bearing, extending downstream of the first of the four bearings, and a rear bearing,
  • the high-pressure compressor comprises at least eight rotor stages, for example between eight and twelve rotor stages,
  • an overall compression ratio of the low pressure compressor and the high pressure compressor is greater than or equal to 30, preferably greater than or equal to 40,
  • the dilution ratio of the turbojet engine is between 12 and 18, a reduction ratio of the reduction mechanism is between 2.5 and 5, and / or
  • an absolute maximum speed encountered by the turbine shaft is between 8000 rpm and 12000 rpm, typically around 10,000 revolutions per minute.
  • FIG. 1 is a schematic view of an exemplary embodiment of a turbojet according to the invention
  • FIG. 2 is a modal analysis of an exemplary embodiment of a supercritical low-pressure shaft of a turbojet engine with a high dilution ratio according to the invention
  • FIG. 3 is a modal analysis of a supercritical low-pressure shaft of a turbojet engine with a high dilution ratio according to the prior art.
  • the turbojet engine 1 comprises, in a conventional manner, a fan 2 and a primary body.
  • the primary body comprises, in the direction of gas flow, a low-pressure compressor 3, a high-pressure compressor 4, a combustion chamber 5, a high-pressure turbine 6, a low-pressure turbine 7 and an exhaust nozzle 7 gases.
  • the fan 2 comprises a fan disk 2 provided with fan blades 9 at its periphery which, when they are rotated, cause the flow of air into the primary and secondary flow spaces of the turbojet engine 1.
  • the fan disk 2 is supported by a low pressure shaft 10 which is rotated by the low pressure turbine 7.
  • the turbojet engine 1 also comprises an inter-compressor crankcase January 1, the hub of which is arranged between the crankcase of the low-pressure compressor 3 and the crankcase of the high-pressure compressor 4.
  • the turbojet engine 1 has a high dilution ratio, that is to say a dilution ratio greater than or equal to 10, for example between 12 and 18, in order to improve the propulsive efficiency of the turbojet engine 1, to reduce its consumption. specific as well as the noise emitted by the blower 2.
  • the fan 2 is decoupled from the low-pressure turbine 7 by means of a reduction mechanism 12.
  • the fan 2 is driven by the low-pressure shaft 10 via an epicyclic reduction gearbox or sun gear, placed between the upstream end of the low pressure shaft 10 and the fan 2, and a fan shaft 20, which is fixed between the reduction mechanism 12 and the fan disk 2.
  • the flow rate of the secondary flow and the flow rate of the primary flow are measured when the turbojet engine 1 is stationary in take-off mode in a standard atmosphere (as defined by the manual of the Civil Aviation Organization (ICAO), Doc 7488/3, 3rd edition) and at sea level.
  • IAO Civil Aviation Organization
  • the reduction mechanism 12 includes an epicyclic reduction mechanism 12.
  • the reduction ratio of the reduction mechanism 12 is preferably between 2.5 and 5.
  • the diameter of the blower 2 may be between eighty inches (203.2 centimeters) and one hundred inches (254.0 centimeters), preferably between eighty inches (203.2 centimeters) and ninety inches (228.6 centimeters). .
  • the deformation modes of the turbojet engine 1 depend in particular on the dimensioning of the low-pressure shaft 10 and the absolute maximum speed encountered by the low-pressure shaft 10 during the entire flight ("redline", RL).
  • the redline RL of the low-pressure shaft 10 is fixed during the embodiment of the turbojet engine 1.
  • the redline RL is between 8,000 rpm and 12,000 rpm, typically around 10,000 rpm.
  • the length of the low pressure shaft 10 is fixed by the length of the high pressure body, that is to say the length of the high pressure compressor 4, the combustion chamber 5 and the high pressure turbine 6.
  • the high pressure compressor 4 comprises a series of rotating discs (rotor stages), bladed or not, and a series of fixed impellers (rectifier stages). More specifically, the high-pressure compressor 4 comprises at least eight rotor stages, for example between eight and twelve rotor stages.
  • the overall pressure ratio ("OPR") of the turbojet engine compressor 1 is at least 30, preferably greater than or equal to 40.
  • the ratio between the pressure at the inlet of the low-pressure compressor 3 (or "booster" in English) and the pressure at the outlet of the high-pressure compressor 4 will be understood here.
  • the turbojet engine compressor 1 has a better fuel efficiency without as much overload the booster 3.
  • Such a pressure ratio can in particular be achieved through the reduction mechanism 12 between the fan 2 and the low-pressure turbine 7, which reduces the mass of the turbojet engine 1.
  • the low pressure shaft 10 is centered on the axis of the turbojet engine 1 by a series of bearings. In the case in point, the low pressure shaft 10 is supported by four bearings BP # 1, BP # 2, BP # 3, BP # 4: in this configuration, the deformation modes of the low pressure shaft 10 are displaced transient turbojet 1, with margins of safety compared to stabilized regimes. In particular, reference may be made to FIG.
  • FIG. 2 which illustrates the modal analysis of a supercritical low-pressure shaft of a turbojet engine 1 with a high dilution ratio according to the invention, comprising successively four stages BP # 1, BP #. 2, BP # 3 and BP # 4.
  • This figure shows, in revolutions per minute, the ground speed (2000 to 4500 rpm), the cruising speed (from 8500 to 9500 rpm), the take-off speed (from 9000 to 9750 rpm). min) for an example of a turbojet engine 1 having an RL redline of 10000 rpm.
  • the first bending deformation mode 1f appears, for this turbojet engine 1 comprising four bearings BP # 1, BP # 2, BP # 3 and BP # 4, at 8000 rpm, while the second mode 2f appears at the redline RL.
  • the second mode 2f appears beyond 1 10% of the redline RL, in order to guarantee a margin of safety.
  • the BP # 1 bearing corresponds to the bearing upstream of the low pressure shaft 10 while the BP # 4 bearing is the most downstream bearing.
  • the bearings BP # 2 and BP # 3 thus extend between the bearing BP # 1 and the bearing BP # 2.
  • the Applicant has found that the position of the BP # 2 bearing and the BP # 3 bearing had a strong influence on the deformation modes of the low pressure shaft 10.
  • the bearing BP # 3 which is adjacent to the bearing BP # 4, can be mounted on the one hand on the low pressure shaft 10 and on the other hand on the interturbine housing 13 (that is to say on the casing extending between the casing housing the high-pressure turbine 6 and the casing housing the low-pressure turbine 7), in upstream of the low pressure turbine 7.
  • the BP # 3 bearing extends downstream of the HP # 2 bearing, which is the most downstream bearing of the high pressure shaft 14.
  • the bearing BP # 2 which extends between the bearing BP # 1 and the bearing BP # 3 in the direction of the gas flow in the turbojet engine 1, can be mounted on the one hand on the low pressure shaft 10 and secondly on the compressor housing 1 1, or between the booster 3 and the high pressure compressor 4.
  • the bearing BP # 2 extends upstream of the bearing HP # 1, which is the bearing the most upstream of the high pressure shaft 14.
  • the position of the BP # 1 and BP # 4 bearings can be conventional.
  • the bearing BP # 1 which is located the most upstream of the low pressure shaft 10, can be mounted on the one hand on the low pressure shaft 10 and on the other hand on the vein casing 17 which extends between the reduction mechanism 12 and the booster 3.
  • the BP # 4 bearing which is located furthest downstream of the low pressure shaft
  • the assembly of the low pressure shaft 10 on four bearings BP # 1, BP # 2, BP # 3 and BP # 4 allows by judiciously positioning the BP # 2 and BP # 3 bearings, to efficiently move the bending deformation modes 1f, 2f of the low pressure shaft 10: the mode 1f is positioned in a transient phase of the operating range and with safety margins over stabilized speeds while mode 2f is positioned outside the operating range and with a comfortable margin compared to the RL redline.
  • the low pressure shaft 10 remains only a very short time at the critical speed.
  • the mode 1f can be placed between the ground idle and the cruising / takeoff regimes.
  • the turbojet changes from idle speed close to the engine minimum to a take-off speed close to the Redline: the critical speed of the low pressure tree is therefore likely to appear during the transition between these two regimes.
  • the low pressure shaft 10 may have an outside diameter of less than fifty millimeters, typically less than forty-five millimeters.
  • the BP # 1 bearing may be devoid of a flexible cage (also known as a squirrel cage) and an oil film compression damper (or “squeeze film damper").
  • oil film compression damper here will be understood a housing formed in a bearing housing of the corresponding bearing and wherein the outer ring of the bearing is mounted with a small radial clearance.
  • An annular space defined around the ring in this housing is filled with oil and is closed axially by annular sealing elements which are free to rotate in annular grooves of the outer ring of the bearing and which cooperate sealingly with a surface internal cylindrical housing.
  • Oil inlet ports are formed in the housing and open into the aforesaid annular space and oil outlets are formed in the annular sealing members and open out of this annular space to allow to circulate the oil continuously in the annular space and to cool it outside this space in order to evacuate the thermal energy dissipated by the friction resulting from the compression of an oil film by the outer ring of the bearing during its orbital movements in the aforementioned housing.
  • the flexible cage 15 in turn is generally integral with the outer ring of the bearing.
  • a flexible cage 15 and an oil film compression damper may be placed on the BP # 2 bearing.
  • This flexible cage 15 can be easily integrated on this bearing BP # 2, the space between the inter-compressor casing 1 1 and the low pressure shaft 10 being greater than that of the booster 3.
  • a flexible cage 15 and an oil film damper may also be placed on the BP # 3 bearing, where the available space is also larger.
  • the fourth bearing may also be devoid of a flexible cage 15 and an oil film damper.
  • the bearings -BP # 2 and BP # 3 are therefore equipped with a flexible cage 15 and an oil film damper.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Rolling Contact Bearings (AREA)

Abstract

L'invention concerne un turboréacteur (1) à double flux comprenant: -un arbre de turbine (10), -un arbre de soufflante (20), et -un mécanisme de réduction (12), couplant l'arbre de turbine (10) et l'arbre de soufflante (20), le turboréacteur (1) présentant un rapport de dilution supérieur ou égal à et l'arbre de turbine (10) étant supporté par quatre paliers (BP#1, BP#2, 10 BP#3, BP#4) de sorte que les modes de déformation en flexion de l'arbre de turbine (10) sont positionnés en phase transitoire ou en dehors de la plage de fonctionnement du turboréacteur (1).

Description

Turboréacteur comprenant un arbre basse pression supercritique
DOMAINE DE L'INVENTION
L'invention concerne le domaine des turbomachines, et plus particulièrement les turboréacteurs à double flux présentant un taux de dilution élevé, voire très élevé, et un arbre basse pression supercritique, c'est- à-dire avec un mode de déformation en flexion dans la plage de fonctionnement.
ARRIERE-PLAN TECHNOLOGIQUE
Un turboréacteur à double flux comprend généralement, d'amont en aval dans le sens de l'écoulement des gaz, une soufflante carénée et logée dans un carter de soufflante, un espace annulaire d'écoulement primaire et un espace annulaire d'écoulement secondaire. La masse d'air aspirée par la soufflante est donc divisée en un flux primaire, qui circule dans l'espace d'écoulement primaire, et en un flux secondaire, qui est concentrique avec le flux primaire et circule dans l'espace d'écoulement secondaire.
L'espace d'écoulement primaire traverse un corps primaire comprenant un ou plusieurs étages de compresseurs, par exemple un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, une chambre de combustion, un ou plusieurs étages de turbines, par exemple une turbine haute pression et une turbine basse pression, et une tuyère d'échappement des gaz.
Typiquement, la turbine haute pression entraine en rotation le compresseur haute pression par l'intermédiaire d'un premier arbre, dit arbre haute pression, tandis que la turbine basse pression entraine en rotation le compresseur basse pression et la soufflante par l'intermédiaire d'un deuxième arbre, dit arbre basse pression. L'arbre basse pression est généralement logé dans l'arbre haute pression.
Afin d'améliorer le rendement propulsif du turboréacteur et de réduire sa consommation spécifique ainsi que le bruit émis par la soufflante, il a été proposé des turboréacteurs présentant un taux de dilution, c'est-à-dire le rapport entre le débit du flux secondaire et celui du flux primaire, élevé. Par taux de dilution élevé, on comprendra ici un taux de dilution supérieur à 10, par exemple compris entre 12 et 18.
Pour atteindre de tels taux de dilution, la soufflante est découplée de la turbine basse pression, permettant ainsi d'optimiser indépendamment leur vitesse de rotation respective. Par exemple, le découplage peut être réalisé à l'aide d'un réducteur tel qu'un mécanisme de réduction épicycloïdale ou planétaire, placé entre l'extrémité amont de l'arbre basse pression et la soufflante. La soufflante est alors entraînée par l'arbre basse pression par l'intermédiaire du mécanisme de réduction et d'un arbre supplémentaire, dit arbre de soufflante, qui est fixé entre le mécanisme de réduction et le disque de la soufflante.
Ce découplage permet ainsi de réduire la vitesse de rotation et le rapport de pression de la soufflante, et d'augmenter la puissance extraite par la turbine basse pression.
La vitesse de rotation de la turbine basse pression dans un turboréacteur comprenant un mécanisme de réduction est donc beaucoup plus importante que la vitesse de rotation d'une turbine basse pression dans un turboréacteur conventionnel (c'est-à-dire dépourvu de mécanisme de réduction) de puissance équivalente. Le couple à transmettre par l'arbre basse pression au mécanisme de réduction est donc moins important que dans le cas du turboréacteur conventionnel, puisque les turboréacteurs travaillent à puissance équivalente mais que l'arbre basse pression tourne plus rapidement. L'arbre basse pression peut donc présenter un plus petit diamètre, ce qui facilite l'intégration du corps haute pression. Toutefois, cette réduction du diamètre de l'arbre basse pression a pour effet de réduire la fréquence des modes propres, tandis que l'augmentation de la vitesse de rotation de l'arbre basse pression agrandit la plage de fonctionnement de l'arbre. Il en résulte que l'arbre basse pression est amené à dépasser une vitesse critique, qui est prédéterminée, qui correspond à un mode de déformation en flexion de l'arbre dans sa plage de fonctionnement et à entrer en résonnance. A la résonance, qui se produit au passage de la vitesse critique de l'arbre basse pression, celui-ci subit des phénomènes de surtension qui amplifient les déformations et les efforts provoqués par les balourds de l'arbre. Dans ces conditions, l'arbre est dit supercritique.
Une turbomachine tournant à une vitesse critique en régime stabilisé risque une dégradation rapide. On cherche donc à avoir des vitesses critiques en dehors des plages de fonctionnement en régime stabilisé de la turbomachine.
Une analyse modale de l'architecture d'un arbre basse pression donné - qui présente classiquement un palier avant et un palier arrière - permet de déterminer les valeurs des vitesses critiques, la forme des déformées modales ainsi que la répartition de l'énergie de déformation entre les composants de la ligne d'arbre : les paliers avant, arrière et l'arbre reliant ces paliers. On pourra notamment se référer à la figure 3, qui illustre l'analyse modale d'un arbre basse pression supercritique d'un turboréacteur à taux de dilution élevé conforme à l'art antérieur. Sur cette figure sont représentés, en tours par minute, le régime au sol (de 2000 à 4500 tr/min), le régime de croisière (de 8500 à 9500 tr/min), le régime au décollage (de 9000 à 9750 tr/min) pour un exemple de turboréacteur ayant une vitesse maximale absolue rencontrée par l'arbre basse pression durant tout le vol (ou « redline » en anglais) de 10000 tr/min. En particulier, cette figure fournit une valeur de vitesse critique pour le premier mode de déformation en flexion de l'arbre basse-pression, dit mode 1f apparaît à une vitesse critique de l'ordre de l'ordre de 5000 tr/min. Or, afin de limiter la zone d'apparition potentielle des instabilités (vibrations non-synchrones), ce mode 1f doit être plus haut en fréquence. Par ailleurs, le deuxième mode de déformation en flexion de l'arbre basse pression, dit mode 2f, survient à une vitesse critique de l'ordre de 1 1000 tr/min, ce qui est trop proche de la redline et a pour conséquence de trop charger la structure du moteur.
II est donc nécessaire de dimensionner l'arbre basse pression afin de repousser les modes de déformation en dehors des plages de fonctionnement du turboréacteur, ou du moins garantir qu'ils n'interviennent qu'en phase transitoire, et donc sur un intervalle de temps suffisamment court pour réduire les risques d'endommagement du turboréacteur. En effet, l'apparition de tels modes de déformation peut avoir pour effet d'empêcher la montée en régime du moteur en raison de la flèche importante de l'arbre basse pression et/ou de générer des vibrations non synchrones, ce qui résulte en une augmentation non contrôlée et divergente de la réponse dynamique de l'arbre au-delà de la vitesse critique correspondant au mode 1f.
Pour cela, il est notamment possible d'augmenter le diamètre de l'arbre basse pression. Toutefois, une telle augmentation n'est pas désirable dans un turboréacteur à taux de dilution élevé, dans la mesure où il implique également une augmentation de l'encombrement du corps principal, et donc une diminution du taux de dilution. RESUME DE L'INVENTION
Un objectif de l'invention est donc de proposer un turboréacteur à double flux et à taux de dilution élevé, qui présente une situation dynamique saine, c'est-à-dire dont les modes de déformation apparaissent en dehors de plages de fonctionnement, ou du moins uniquement pendant des phases transitoires du turboréacteur.
Pour cela, l'invention propose un turboréacteur à double flux comprenant :
- un arbre de turbine,
- un arbre de soufflante, et
- un mécanisme de réduction, couplant l'arbre de turbine et l'arbre de soufflante.
Le turboréacteur présente un rapport de dilution supérieur ou égal à 10. De plus, l'arbre de turbine est supporté par quatre paliers de sorte que les modes de déformation en flexion de l'arbre de turbine sont positionnés en phase transitoire ou en dehors de la plage de fonctionnement du turboréacteur. Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du turboréacteur décrit ci-dessus sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison :
- le turboréacteur comprend en outre, d'amont en aval dans le sens d'écoulement des gaz dans le turboréacteur : une soufflante, entraînée par l'arbre de soufflante, un compresseur basse pression, entraîné par l'arbre de turbine, un compresseur haute pression, et une turbine, qui entraine en rotation l'arbre de turbine,
- le turboréacteur comprend en outre un carter inter-compresseurs, s'étendant entre le compresseur basse pression et le compresseur haute pression, et dans lequel un premier des quatre paliers qui supporte l'arbre de turbine est monté sur le carter inter-compresseurs,
- le turboréacteur comprend en outre un carter de veine s'étendant entre le mécanisme de réduction et le compresseur basse pression, et dans lequel un deuxième des quatre paliers qui supporte l'arbre de turbine est monté sur le carter de veine,
- le premier des quatre paliers est équipé d'une cage souple et peut en outre comprendre un amortisseur à film d'huile, tandis que le deuxième des quatre paliers est dépourvu de cage souple,
- le turboréacteur comprend en outre un carter d'échappement s'étendant en aval de la turbine, et dans lequel un troisième des quatre paliers est monté sur le carter d'échappement,
- la turbine comprend, d'amont en aval, une turbine haute pression et une turbine basse pression séparées par un carter inter-turbines, le quatrième des quatre paliers étant monté sur le carter inter-turbines, en amont du troisième palier,
- le quatrième des quatre paliers est équipé d'une cage souple et peut en outre comprendre un amortisseur à film d'huile, tandis que le troisième des quatre paliers est dépourvu de cage souple, - le compresseur haute pression est entraîné par un arbre haute pression, ledit arbre haute pression étant monté sur un palier avant, s'étendant en aval du premier des quatre paliers, et un palier arrière,
- le compresseur haute pression comprend au moins huit étages de rotor, par exemple entre huit et douze étages de rotor,
- un taux de compression global du compresseur basse pression et du compresseur haute pression est supérieur ou égal à 30, de préférence supérieur ou égal à 40,
- le rapport de dilution du turboréacteur est compris entre 12 et 18, - un rapport de réduction du mécanisme de réduction est compris entre 2.5 et 5, et/ou
- une vitesse maximale absolue rencontrée par l'arbre de turbine est comprise entre 8 000 tours par minute et 12 000 tours par minute, typiquement autour de 10 000 tours par minute.
BREVE DESCRIPTION DES DESSINS
D'autres caractéristiques, buts et avantages de la présente invention apparaîtront mieux à la lecture de la description détaillée qui va suivre, et au regard des dessins annexés donnés à titre d'exemples non limitatifs et sur lesquels :
La figure 1 est une vue schématique d'un exemple de réalisation d'un turboréacteur conforme à l'invention,
La figure 2 est une analyse modale d'un exemple de réalisation d'un arbre basse pression supercritique d'un turboréacteur à taux de dilution élevé conforme à l'invention, et
La figure 3 est une analyse modale d'un arbre basse pression supercritique d'un turboréacteur à taux de dilution élevé conforme à l'art antérieur. DESCRIPTION DETAILLEE D'UN MODE DE REALISATION
Dans ce qui suit, un turboréacteur 1 va à présent être décrit en référence aux figures annexées. Le turboréacteur 1 comprend, de manière conventionnelle, une soufflante 2 et un corps primaire. Le corps primaire comprend, dans le sens d'écoulement des gaz, un compresseur basse pression 3, un compresseur haute pression 4, une chambre de combustion 5, une turbine haute pression 6, une turbine basse pression 7 et une tuyère d'échappement 7 des gaz.
La soufflante 2 comprend un disque de soufflante 2 pourvu d'aubes de soufflante 9 à sa périphérie qui, lorsqu'elles sont mises en rotation, entraînent le flux d'air dans les espaces d'écoulement primaire et secondaire du turboréacteur 1 . Le disque de soufflante 2 est supporté par un arbre basse pression 10 qui est entraîné en rotation par la turbine basse pression 7.
Le turboréacteur 1 comprend par ailleurs un carter inter-compresseurs 1 1 dont le moyeu est agencé entre le carter du compresseur basse pression 3 et le carter du compresseur haute pression 4.
Le turboréacteur 1 présente un taux de dilution élevé, c'est-à-dire un taux de dilution supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 12 et 18, afin d'améliorer le rendement propulsif du turboréacteur 1 , de réduire sa consommation spécifique ainsi que le bruit émis par la soufflante 2.
Pour cela, la soufflante 2 est découplée de la turbine basse pression 7 à l'aide d'un mécanisme de réduction 12. La soufflante 2 est entraînée par l'arbre basse pression 10 par l'intermédiaire d'un réducteur du type épicycloïdal ou planétaire, placé entre l'extrémité amont de l'arbre basse pression 10 et la soufflante 2, et d'un arbre de soufflante 20, qui est fixé entre le mécanisme de réduction 12 et le disque de la soufflante 2.
Pour calculer le rapport de dilution, le débit du flux secondaire et le débit du flux primaire sont mesurés lorsque le turboréacteur 1 est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l'Organisation de l'aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3e édition) et au niveau de la mer.
Dans une forme de réalisation, le mécanisme de réduction 12 comprend un mécanisme de réduction 12 épicycloïdal. Le rapport de réduction du mécanisme de réduction 12 est de préférence compris entre 2.5 et 5.
Le diamètre de la soufflante 2 peut être compris entre quatre-vingt pouces (203.2 centimètres) et cent pouces (254,0 centimètres), de préférence entre quatre-vingt pouces (203.2 centimètres) et quatre-vingt-dix pouces (228.6 centimètres).
Les modes de déformation du turboréacteur 1 dépendent notamment du dimensionnement de l'arbre basse pression 10 et de la vitesse maximale absolue rencontrée par l'arbre basse pression 10 durant tout le vol (« redline », RL).
La redline RL de l'arbre basse pression 10 est fixée lors de la phase de réalisation du turboréacteur 1 . Dans le cas d'espèce, la redline RL est comprise entre 8 000 tours par minute et 12 000 tours par minute, typiquement autour de 10 000 tours par minute.
De manière conventionnelle, la longueur de l'arbre basse pression 10 est fixée par la longueur du corps haute pression, c'est-à-dire la longueur du compresseur haute pression 4, de la chambre de combustion 5 et de la turbine haute pression 6. Ici, le compresseur haute pression 4 comprend une série de disques tournants (étages de rotor), aubagés ou non, et une série de roues à aubes fixes (étages redresseurs). Plus précisément, le compresseur haute pression 4 comprend au moins huit étages de rotor, par exemple entre huit et douze étages de rotor.
Par ailleurs, le rapport de pression global (« overall pressure ratio, OPR » en anglais) du compresseur du turboréacteur 1 est au moins égale à 30, de préférence supérieur ou égal à 40.
Par rapport de pression global OPR, on comprendra ici le rapport entre la pression à l'entrée du compresseur basse pression 3 (ou « booster » en anglais) et la pression à la sortie du compresseur haute pression 4.
Grâce au nombre d'étages de rotor élevé dans le compresseur haute pression 4 et le rapport de pression global OPR élevé, le compresseur du turboréacteur 1 présente un meilleur rendement énergétique sans pour autant surcharger le booster 3. Un tel rapport de pression peut notamment être atteint grâce au mécanisme de réduction 12 entre la soufflante 2 et la turbine basse pression 7, qui permet de réduire la masse du turboréacteur 1 . L'arbre basse pression 10 est centré sur l'axe du turboréacteur 1 par une série de paliers. Dans le cas d'espèce, l'arbre basse pression 10 est supporté par quatre paliers BP#1 , BP#2, BP#3, BP#4 : dans cette configuration, les modes de déformation de l'arbre basse pression 10 sont déplacés en régime transitoire du turboréacteur 1 , avec des marges de sécurité par rapport aux régimes stabilisés. On pourra notamment se référer à la figure 2, qui illustre l'analyse modale d'un arbre basse pression 10 supercritique d'un turboréacteur 1 à taux de dilution élevé conforme à l'invention, comprenant successivement quatre paliers BP#1 , BP#2, BP#3 et BP#4. Sur cette figure sont représentés, en tours par minute, le régime au sol (de 2000 à 4500 tr/min), le régime de croisière (de 8500 à 9500 tr/min), le régime au décollage (de 9000 à 9750 tr/min) pour un exemple de turboréacteur 1 ayant une redline RL de 10000 tr/min. Par ailleurs, le premier mode de déformation en flexion 1f apparaît, pour ce turboréacteur 1 comprenant quatre paliers BP#1 , BP#2, BP#3 et BP#4, à 8000 tr/min, tandis que le deuxième mode 2f apparaît au-delà de la redline RL. Dans une forme de réalisation, le deuxième mode 2f apparaît au-delà de 1 10% de la redline RL, afin de garantir une marge de sécurité.
Le palier BP#1 correspond au palier le plus en amont de l'arbre basse pression 10 tandis que le palier BP#4 est le palier le plus en aval. Les paliers BP#2 et BP#3 s'étendent donc entre le palier BP#1 et le palier BP#2.
La Demanderesse s'est aperçue du fait que la position du palier BP#2 et du palier BP#3 avaient une forte influence sur les modes de déformation de l'arbre basse pression 10.
Ainsi, le palier BP#3, qui est adjacent au palier BP#4, peut être monté d'une part sur l'arbre basse pression 10 et d'autre part sur le carter interturbines 13 (c'est-à-dire sur le carter s'étendant entre le carter logeant la turbine haute pression 6 et le carter logeant la turbine basse pression 7), en amont de la turbine basse pression 7. Dans une forme de réalisation, le palier BP#3 s'étend en aval du palier HP#2, qui est le palier le plus en aval de l'arbre haute pression 14.
Le palier BP#2, qui s'étend entre le palier BP#1 et le palier BP#3 dans le sens de l'écoulement des gaz dans le turboréacteur 1 , peut être monté d'une part sur l'arbre basse pression 10 et d'autre part sur le carter intercompresseurs 1 1 , soit entre le booster 3 et le compresseur haute pression 4. Dans une forme de réalisation, le palier BP#2 s'étend en amont du palier HP#1 , qui est le palier le plus en amont de l'arbre haute pression 14.
La position des paliers BP#1 et BP#4 peut être conventionnelle. Par exemple, comme visible sur la figure 1 , le palier BP#1 , qui est situé le plus en amont de l'arbre basse pression 10, peut être monté d'une part sur l'arbre basse pression 10 et d'autre part sur le carter de veine 17 qui s'étend entre le mécanisme de réduction 12 et le booster 3.
Le palier BP#4, qui est situé le plus en aval de l'arbre basse pression
10, peut être monté d'une part sur l'arbre basse pression 10 et d'autre part sur le carter d'échappement 16 du turboréacteur 1 .
Comme visible sur la figure 2, le montage de l'arbre basse pression 10 sur quatre paliers BP#1 , BP#2, BP#3 et BP#4 (plutôt que deux ou trois paliers, comme dans l'art antérieur) permet, en plaçant judicieusement les paliers BP#2 et BP#3, de déplacer de manière efficace les modes de déformation en flexion 1f, 2f de l'arbre basse pression 10 : le mode 1f est positionné dans une phase transitoire de la plage de fonctionnement et avec des marges de sécurité par rapport aux régimes stabilisés tandis que le mode 2f est positionné en dehors de la plage de fonctionnement et avec une marge confortable par rapport à la redline RL. En d'autres termes, l'arbre basse pression 10 ne reste que très peu de temps à la vitesse critique. Typiquement, le mode 1f peut est placé entre le ralenti sol et les régimes de croisière/décollage. Au décollage, le turboréacteur passe d'un régime ralenti proche du minimum du moteur à un régime décollage proche de la Redline : la vitesse critique de l'arbre basse pression est donc susceptible d'apparaître pendant la transition entre ces deux régimes.
Il devient en outre possible, sans pour autant risquer qu'un mode de déformation en flexion apparaisse en régime stabilisé, de réduire le diamètre de l'arbre basse pression 10 et donc l'encombrement du corps primaire pour atteindre, avec le mécanisme de réduction 12 et le diamètre important de la soufflante 2, un taux de dilution élevé pour le turboréacteur 1 . Typiquement, l'arbre basse pression 10 peut présenter un diamètre externe inférieur à cinquante millimètres, typiquement inférieur à quarante-cinq millimètres.
Ce positionnement des paliers BP#1 , BP#2, BP#3, BP#4 permet en outre de réduire les consommations de jeux (déplacement radial) du booster 3, celui-ci étant à présent placé entre les deux paliers BP#2 et BP#3.
Dans une forme de réalisation, le palier BP#1 peut être dépourvu de cage souple 15 (également connue sous le nom de cage écureuil) et d'amortisseur à compression de film d'huile (ou « squeeze film damper » en anglais).
Par amortisseur à compression de film d'huile, on comprendra ici un logement formé dans un carter de support du palier correspondant et dans lequel la bague extérieure du palier est montée avec un jeu radial faible. Un espace annulaire délimité autour de la bague dans ce logement est rempli d'huile et est fermé axialement par des éléments annulaires d'étanchéité qui sont libres en rotation dans des gorges annulaires de la bague extérieure du palier et qui coopèrent à étanchéité avec une surface cylindrique interne du carter. Des orifices d'entrée d'huile sont formés dans le carter et débouchent dans l'espace annulaire précité et des orifices de sortie d'huile sont formés dans les éléments annulaires d'étanchéité et débouchent à l'extérieur de cet espace annulaire pour permettre de faire circuler l'huile de façon continue dans l'espace annulaire et de la refroidir en dehors de cet espace afin d'évacuer l'énergie thermique dissipée par les frottements résultant de la compression d'un film d'huile par la bague extérieure du palier lors de ses mouvements orbitaux dans le logement précité. La cage souple 15 quant à elle est généralement solidaire de la bague extérieure du palier. On pourra notamment se référer au document FR 2 876 758 au nom de la Demanderesse, qui décrit un exemple de réalisation de palier comprenant un amortisseur à compression de film d'huile et une cage souple.
L'absence de cage souple 15 et d'amortisseur à compression de film d'huile facilite donc l'intégration du palier BP#1 , dans la mesure où l'espace disponible au niveau du booster 3 est relativement étroit.
Une cage souple 15 et un amortisseur à compression de film d'huile peuvent en revanche être placés sur le palier BP#2. Cette cage souple 15 peut être aisément intégrée sur ce palier BP#2, l'espace entre le carter inter- compresseurs 1 1 et l'arbre basse pression 10 étant plus important qu'au niveau du booster 3.
Dans une variante de réalisation, une cage souple 15 et un amortisseur à film d'huile peuvent également être placés sur le palier BP#3, où l'espace disponible est également plus important.
Cette configuration permet ainsi de mieux amortir les vibrations de l'arbre basse pression 10, l'amortisseur à film d'huile étant plus efficace à cette position. A la vitesse critique, l'arbre basse pression n'orbite pas au niveau des nœuds et son orbitation est maximale au niveau du ventre, en approchant l'amortisseur à compression de film d'huile du ventre, on augmente donc son efficacité car le débattement dans le film d'huile est plus important.
De manière optionnelle, le quatrième palier peut également être dépourvu de cage souple 15 et d'amortisseur à film d'huile. Dans cette variante de réalisation, seuls les paliers -BP#2 et BP#3 sont donc équipés d'une cage souple 15 et d'un amortisseur à film d'huile.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Turboréacteur (1 ) à double flux comprenant :
- un arbre de turbine (10),
- un arbre de soufflante (20), et
- un mécanisme de réduction (12), couplant l'arbre de turbine (10) et l'arbre de soufflante (20),
le turboréacteur (1 ) présentant un rapport de dilution supérieur ou égal à 10 et étant caractérisé en ce que l'arbre de turbine (10) est supporté par quatre paliers (BP#1 , BP#2, BP#3, BP#4) de sorte que les modes de déformation en flexion de l'arbre de turbine (10) sont positionnés en phase transitoire ou en dehors de la plage de fonctionnement du turboréacteur (1 ).
2. Turboréacteur (1 ) selon la revendication 1 , comprenant en outre, d'amont en aval dans le sens d'écoulement des gaz dans le turboréacteur
(1 ) :
- une soufflante (2), entraînée par l'arbre de soufflante (20),
- un compresseur basse pression (3), entraîné par l'arbre de turbine (10),
- un compresseur haute pression (4), et
- une turbine (6, 7), qui entraine en rotation l'arbre de turbine (10).
3. Turboréacteur (1 ) selon la revendication 2, comprenant en outre un carter inter-compresseurs (1 1 ), s'étendant entre le compresseur basse pression (3) et le compresseur haute pression (4), et dans lequel un premier des quatre paliers (BP#2) qui supporte l'arbre de turbine (10) est monté sur le carter inter-compresseurs (1 1 ).
4. Turboréacteur (1 ) selon la revendication 3, comprenant en outre un carter de veine (17) s'étendant entre le mécanisme de réduction (10) et le compresseur basse pression (3), et dans lequel un deuxième des quatre paliers (BP#1 ) qui supporte l'arbre de turbine (10) est monté sur le carter de veine (17).
5. Turboréacteur (1 ) selon la revendication 4, dans lequel le premier des quatre paliers (BP#2) est équipé d'une cage souple (15) et peut en outre comprendre un amortisseur à film d'huile, tandis que le deuxième des quatre paliers (BP#1 ) est dépourvu de cage souple (15).
6. Turboréacteur (1 ) selon l'une des revendications 4 ou 5, comprenant en outre un carter d'échappement (16) s'étendant en aval de la turbine (6, 7), et dans lequel un troisième des quatre paliers (BP#4) est monté sur le carter d'échappement (16).
7. Turboréacteur (1 ) selon la revendication 6, dans lequel la turbine (6, 7) comprend, d'amont en aval, une turbine haute pression (6) et une turbine basse pression (7) séparées par un carter inter-turbines (13), le quatrième des quatre paliers (BP#3) étant monté sur le carter inter-turbines (13), en amont du troisième palier (BP#4).
8. Turboréacteur (1 ) selon la revendication 7, dans lequel le quatrième des quatre paliers (BP#3) est équipé d'une cage souple (15) et peut en outre comprendre un amortisseur à film d'huile, tandis que le troisième des quatre paliers (BP#4) est dépourvu de cage souple (15).
9. Turboréacteur (1 ) selon l'une des revendications 3 à 8, dans lequel le compresseur haute pression (4) est entraîné par un arbre haute pression (14), ledit arbre haute pression (14) étant monté sur un palier avant (HP#1 ), s'étendant en aval du premier des quatre paliers (BP#2), et un palier arrière (HP#2).
10. Turboréacteur (1 ) selon l'une des revendications 2 à 9, dans lequel le compresseur haute pression (4) comprend au moins huit étages de rotor, par exemple entre huit et douze étages de rotor.
1 1 . Turboréacteur (1 ) selon la revendication 10, dans lequel un taux de compression global du compresseur basse pression (3) et du compresseur haute pression (4) est supérieur ou égal à 30, de préférence supérieur ou égal à 40.
12. Turboréacteur (1 ) selon l'une des revendications 1 à 1 1 , dans lequel le rapport de dilution du turboréacteur (1 ) est compris entre 12 et 18.
13. Turboréacteur (1 ) selon l'une des revendications 1 à 12, dans lequel un rapport de réduction du mécanisme de réduction (12) est compris entre 2.5 et 5.
14. Turboréacteur (1 ) selon l'une des revendications 1 à 13, dans lequel une vitesse maximale absolue (RL) rencontrée par l'arbre de turbine (10) est comprise entre 8 000 tours par minute et 12 000 tours par minute, typiquement autour de 10 000 tours par minute.
PCT/FR2017/050596 2016-03-15 2017-03-15 Turboréacteur comprenant un arbre basse pression supercritique WO2017158294A1 (fr)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US16/085,086 US11047338B2 (en) 2016-03-15 2017-03-15 Turbofan comprising a low-supercritical-pressure shaft

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1652176A FR3049008B1 (fr) 2016-03-15 2016-03-15 Turboreacteur comprenant un arbre basse pression supercritique
FR1652176 2016-03-15

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2017158294A1 true WO2017158294A1 (fr) 2017-09-21

Family

ID=56087347

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2017/050596 WO2017158294A1 (fr) 2016-03-15 2017-03-15 Turboréacteur comprenant un arbre basse pression supercritique

Country Status (3)

Country Link
US (1) US11047338B2 (fr)
FR (1) FR3049008B1 (fr)
WO (1) WO2017158294A1 (fr)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3379055A1 (fr) * 2017-03-22 2018-09-26 Rolls-Royce plc Moteur de turbine à gaz
CN113056597A (zh) * 2018-11-27 2021-06-29 赛峰飞机发动机公司 具有游星式或行星式变速箱的双流涡轮喷气发动机组件

Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11131244B2 (en) * 2017-11-03 2021-09-28 General Electric Company Power transmission system and gas turbine engine comprising the same
US10808753B1 (en) * 2019-06-03 2020-10-20 Raytheon Technologies Corporation Method and apparatus for mounting multiple bearings on a shaft
GB201913195D0 (en) * 2019-09-12 2019-10-30 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
GB201918782D0 (en) 2019-12-19 2020-02-05 Rolls Royce Plc Shaft bearing arrangement
GB201918777D0 (en) 2019-12-19 2020-02-05 Rolls Royce Plc Shaft bearing arrangement
GB201918779D0 (en) 2019-12-19 2020-02-05 Rolls Royce Plc Shaft bearings
GB201918780D0 (en) 2019-12-19 2020-02-05 Rolls Royce Plc Shaft bearings for gas turbine engine
GB201918783D0 (en) 2019-12-19 2020-02-05 Rolls Royce Plc Shaft with three bearings
GB201918781D0 (en) 2019-12-19 2020-02-05 Rolls Royce Plc Improved shaft bearing positioning in a gas turbine engine
GB2599687A (en) * 2020-10-09 2022-04-13 Rolls Royce Plc An improved turbofan gas turbine engine
GB2600386B (en) * 2020-10-09 2023-07-26 Rolls Royce Plc An improved turbofan gas turbine engine
GB2599689A (en) * 2020-10-09 2022-04-13 Rolls Royce Plc An improved turbofan gas turbine engine
US11808214B2 (en) 2021-05-24 2023-11-07 General Electric Company Midshaft rating for turbomachine engines
US11724813B2 (en) 2021-05-24 2023-08-15 General Electric Company Midshaft rating for turbomachine engines
US11603801B2 (en) 2021-05-24 2023-03-14 General Electric Company Midshaft rating for turbomachine engines

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20040047731A1 (en) * 2002-09-06 2004-03-11 General Electric Company Method and apparatus for varying the critical speed of a shaft
FR2876758A1 (fr) 2004-10-19 2006-04-21 Snecma Moteurs Sa Dispositif de support et de guidage d'un arbre en rotation
EP2360391A1 (fr) * 2010-02-23 2011-08-24 General Electric Company Boîte de vitesses épicyclique
US20120195753A1 (en) * 2009-11-20 2012-08-02 Davis Todd A Gas turbine engine architecture with low pressure compressor hub between high and low rotor thrust bearings
WO2014066815A1 (fr) * 2012-10-26 2014-05-01 United Technologies Corporation Architecture de compartiment de palier de système d'huile

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20130192195A1 (en) * 2012-01-31 2013-08-01 Eric J. Wehmeier Gas turbine engine with compressor inlet guide vane positioned for starting
US8402741B1 (en) * 2012-01-31 2013-03-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine shaft bearing configuration
US20130195647A1 (en) * 2012-01-31 2013-08-01 Marc J. Muldoon Gas turbine engine bearing arrangement including aft bearing hub geometry
US10125693B2 (en) * 2012-04-02 2018-11-13 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with power density range
WO2014055114A1 (fr) * 2012-10-02 2014-04-10 United Technologies Corporation Turboréacteur double-flux à engrenages présentant une température de sortie de compresseur élevée
EP2971658B1 (fr) * 2013-03-13 2022-11-30 Raytheon Technologies Corporation Compresseur à faible bruit pour turbosoufflante à engrenages de turbine à gaz
US20150300264A1 (en) * 2013-09-30 2015-10-22 United Technologies Corporation Geared turbofan architecture for regional jet aircraft
US11448123B2 (en) * 2014-06-13 2022-09-20 Raytheon Technologies Corporation Geared turbofan architecture

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20040047731A1 (en) * 2002-09-06 2004-03-11 General Electric Company Method and apparatus for varying the critical speed of a shaft
FR2876758A1 (fr) 2004-10-19 2006-04-21 Snecma Moteurs Sa Dispositif de support et de guidage d'un arbre en rotation
US20120195753A1 (en) * 2009-11-20 2012-08-02 Davis Todd A Gas turbine engine architecture with low pressure compressor hub between high and low rotor thrust bearings
EP2360391A1 (fr) * 2010-02-23 2011-08-24 General Electric Company Boîte de vitesses épicyclique
WO2014066815A1 (fr) * 2012-10-26 2014-05-01 United Technologies Corporation Architecture de compartiment de palier de système d'huile

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
JAYANT SABNIS ET AL: "THE PW1000G PURE POWER NEW ENGINE THE PW1000G PURE POWER NEW ENGINE CONCEPT AND ITS IMPACT ON MRO Jayant Sabnis Vice President, System Functional Design Av Week Engine MRO Forum", 1 December 2010 (2010-12-01), Av Week engine MRO Forum, Munich, Germany, pages 1 - 45, XP055155486, Retrieved from the Internet <URL:http://events.aviationweek.com/html/mroeng10/Day2 - The PW1000G Pure Power New Engine Concept.SABNIS (P&W).pdf> [retrieved on 20141127] *
KANDEBO ET AL: "Geared-Turbofan Engine Design Targets Cost, Complexity", AVIATION WEEK AND SPACE TECHNOLOGY, MCGRAW-HILL COMPAGNY, NEW YORK, NY, US, vol. 148, no. 8, 23 February 1998 (1998-02-23), pages 34 - 35, XP008174450, ISSN: 0005-2175 *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3379055A1 (fr) * 2017-03-22 2018-09-26 Rolls-Royce plc Moteur de turbine à gaz
CN113056597A (zh) * 2018-11-27 2021-06-29 赛峰飞机发动机公司 具有游星式或行星式变速箱的双流涡轮喷气发动机组件

Also Published As

Publication number Publication date
US20190153978A1 (en) 2019-05-23
FR3049008B1 (fr) 2018-03-02
US11047338B2 (en) 2021-06-29
FR3049008A1 (fr) 2017-09-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2017158294A1 (fr) Turboréacteur comprenant un arbre basse pression supercritique
FR2942273A1 (fr) Moteur double flux a roues de turbine contrarotatives
EP1626170A1 (fr) Turbomachine à soufflantes contrarotatives
EP3430243B1 (fr) Turboréacteur ayant un groupe lubrification des paliers simplifié
WO2017158295A1 (fr) Turboréacteur
WO2017085406A1 (fr) Ensemble propulsif comprenant un moteur principal et un moteur auxiliaire
FR3093350A1 (fr) Moteur à turbine à gaz à engrenages
FR2866073A1 (fr) Turboreacteur ayant deux soufflantes contrarotatives solidaires d&#39;un compresseur a basse pression contrarotatif
FR3097597A1 (fr) Moteur à turbine à gaz avec soufflante à haut rendement
EP3580432B1 (fr) Turboréacteur à architecture de paliers optimisée pour le support d&#39;un arbre basse pression
FR3093755A1 (fr) Installation de moteur à turbine à gaz efficace et fonctionnement
WO2017158296A1 (fr) Turboréacteur ayant un groupe lubrification des paliers simplifié
FR3090745A1 (fr) Moteur à turbine à gaz à faible bruit
FR3089259A1 (fr) Turboréacteur à double flux à réducteur
WO2024134111A1 (fr) Amélioration du comportement dynamique de l&#39;arbre d&#39;entrainement du rotor de soufflante d&#39;un système propulsif aéronautique
WO2024134114A1 (fr) Maîtrise du comportement dynamique de l&#39;arbre d&#39;entrainement de la soufflante d&#39;un système propulsif aéronautique
EP4073366B1 (fr) Système propulsif aéronautique à faible débit de fuite et rendement propulsif amélioré
FR3141728A1 (fr) Système propulsif aéronautique à rendement propulsif amélioré
FR3104644A1 (fr) Système propulsif aéronautique à rendement propulsif amélioré
WO2024134118A1 (fr) Système propulsif aéronautique à rendement propulsif amélioré
WO2024100354A1 (fr) Système propulsif aéronautique à rendement propulsif amélioré
WO2024134113A1 (fr) Maîtrise du comportement dynamique d&#39;un système propulsif aéronautique
WO2024134112A1 (fr) Amélioration du comportement dynamique de l&#39;arbre d&#39;entrainement d&#39;une soufflante d&#39;un système propulsif aéronautique
WO2024134115A1 (fr) Système propulsif aéronautique à encombrement réduit
WO2024134117A1 (fr) Système propulsif aéronautique à rendement propulsif amélioré

Legal Events

Date Code Title Description
NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 17714867

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 17714867

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1