WO2024134115A1 - Système propulsif aéronautique à encombrement réduit - Google Patents

Système propulsif aéronautique à encombrement réduit Download PDF

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WO2024134115A1
WO2024134115A1 PCT/FR2023/052100 FR2023052100W WO2024134115A1 WO 2024134115 A1 WO2024134115 A1 WO 2024134115A1 FR 2023052100 W FR2023052100 W FR 2023052100W WO 2024134115 A1 WO2024134115 A1 WO 2024134115A1
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WO
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propulsion system
compressor
turbine
fan
shaft
Prior art date
Application number
PCT/FR2023/052100
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English (en)
Inventor
Didier René André Escure
Original Assignee
Safran Aircraft Engines
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    • 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
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • 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
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
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    • F05D2220/3216—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage for a special compressor stage
    • F05D2220/3219—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage for a special compressor stage for the last stage of a compressor or a high pressure compressor
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    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/327—Application in turbines in gas turbines to drive shrouded, high solidity propeller

Definitions

  • the present application generally concerns the field of propulsion systems, and more particularly aeronautical propulsion systems comprising a ducted or non-ducted fan and having a dilution rate that is high, or even very high.
  • a propulsion system generally comprises, from upstream to downstream in the direction of gas flow, a fan section, a compressor section which may include a low pressure compressor and a high pressure compressor, a combustion chamber and a combustion section.
  • turbine which may include in particular a high pressure turbine and a low pressure turbine.
  • the high pressure compressor is driven in rotation by the high pressure turbine via a high pressure shaft.
  • the fan and, where applicable, the low pressure compressor are rotated by the low pressure turbine via a low pressure shaft.
  • propulsion systems have been proposed having a BPR dilution ratio (bypass ratio in English, corresponding to the ratio between the flow rate of the secondary air flow and the flow rate of the primary air flow) high.
  • BPR dilution ratio bypass ratio in English, corresponding to the ratio between the flow rate of the secondary air flow and the flow rate of the primary air flow
  • the fan section can be decoupled from the low pressure turbine, thus making it possible to independently optimize their respective rotation speed.
  • decoupling is achieved using a reduction mechanism placed between the upstream end of the low pressure shaft and a rotor of the fan section. The rotor of the fan section is then driven by the low pressure shaft via the reduction mechanism at a lower rotation speed than the low pressure shaft.
  • One aim of the present application is to optimize the performance of the propulsion system, in particular its overall size and dynamics, without penalizing the efficiency or mechanical strength of the propulsion system.
  • an aeronautical propulsion system comprising: - a fan rotor connected to a fan shaft;
  • a first body comprising a first turbine configured to drive the fan rotor via a first shaft;
  • a second body comprising a second turbine and a second axial compressor, the second turbine being two-stage and being configured to drive the second compressor via a second shaft, the second shaft being configured to rotate at a speed higher than the first shaft and a hub-head ratio at the inlet of the second compressor being between 0.41 and 0.60;
  • Rext_5 is an average external radius of the second compressor in millimeters (mm);
  • D9 is the diameter of the fan rotor in millimeters, measured in a plane normal to an axis of rotation of the fan rotor at an intersection between a vertex and a leading edge of the blades of the fan rotor
  • BPR is the propulsion system dilution rate and is measured when the propulsion system is stationary in takeoff regime in a standard atmosphere and at sea level
  • T e is the maximum temperature at the inlet of the first turbine when the propulsion system is stationary in take-off mode in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in degrees Celsius (°C)
  • N is the rotation speed of the second shaft and is measured when the propulsion system is stationary at takeoff speed in a standard atmosphere and at sea level, in revolutions per minute (rpm); S?
  • the average external radius of the second compressor respects the following formula: where: D9 is the diameter of the fan rotor in millimeters, measured in a plane normal to an axis of rotation of the fan rotor at an intersection between a vertex and a leading edge of the blades of the fan rotor; BPR is the propulsion system dilution rate and is measured when the propulsion system is stationary in takeoff regime in a standard atmosphere and at sea level; T e is the maximum temperature at the inlet of the first turbine when the propulsion system is stationary in take-off conditions in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in degrees Celsius (°C); N is the rotation speed of the second shaft and is measured when the propulsion system is stationary at takeoff speed in a standard atmosphere and at sea level, in revolutions per minute (rpm); S?
  • the second turbine is two-stage and the second compressor is axial;
  • the second compressor comprises at least eight stages and at most eleven stages
  • the diameter of the fan rotor is between 2,032 mm and 4,699 mm inclusive, for example between 2,159 mm and 3,048 mm inclusive, for example of the order of 2,286 mm;
  • the fan section is streamlined and a dilution ratio of the propulsion system is greater than or equal to 10, for example between 10 and 35 inclusive, for example between 10 and 18 inclusive;
  • a dilution rate of the propulsion system is greater than or equal to 40, for example between 40 and 80 inclusive;
  • the rotation speed of the second shaft is greater than or equal to 15,000 revolutions per minute and less than or equal to 27,000 revolutions per minute;
  • an overall compression ratio of the propulsion system corresponding to the ratio between a pressure at the outlet of the second compressor and a pressure at the inlet of the fan rotor, is greater than or equal to 40 and less than or equal to 70;
  • the first turbine comprises at least three and at most five stages
  • the first turbine further drives a first compressor via the first shaft, the first compressor comprising at least two and at most four stages;
  • a compression ratio of the second compressor is greater than or equal to 18;
  • the fan section also has a fan pressure ratio, corresponding to a pressure ratio between an outlet of the fan rotor and an inlet of the fan rotor less than or equal to 1.45, for example less than or equal to 1 ,30.
  • an aircraft comprising at least one propulsion system according to the first aspect fixed to the aircraft via a mast.
  • a method of sizing or manufacturing a propulsion system comprising a reduction mechanism coupling a first turbine of a first body and a fan rotor to drive the fan rotor at a speed less than a speed of the first turbine, and a second body comprising a second two-stage turbine and a second axial compressor configured to rotate at a higher speed than the first turbine, a hub-head ratio at the inlet of the second compressor (5) being between 0 .41 and 0.60, in which the second body is dimensioned so as to respect the following formula: _ where: Rext_5 is an average external radius of the second compressor in millimeters (mm);
  • Rext_z is an average external radius of the second turbine, in millimeters (mm); ns is the number of stages in the second compressor; And
  • the second compressor is further dimensioned so that a compression ratio of the second compressor is greater than or equal to 18.
  • a method of manufacturing a propulsion system comprising the following steps:
  • Figure 1 is a schematic, partial and sectional view of an example of a propulsion system conforming to a first embodiment, in which the fan section is streamlined;
  • Figure 2 is a schematic, partial and sectional view of an example of a propulsion system conforming to a first embodiment, in which the fan section is non-ducted;
  • Figure 3 is a schematic sectional view of an example of a reduction mechanism according to a first variant
  • Figure 4 is a schematic sectional view of an example of a reduction mechanism according to a second variant
  • Figure 5 is an example of an aircraft that may comprise at least one propulsion system conforming to the first or second embodiment
  • Figure 6 is a flowchart illustrating examples of steps of a sizing or manufacturing process according to one embodiment.
  • a propulsion system 1 has a main direction extending along a longitudinal axis and a primary body 3, often called a “gas generator”, comprising a compressor section 4, 5, a combustion chamber 6 and a turbine section 7, 8.
  • the propulsion system 1 is here an aeronautical propulsion system 1 configured to be fixed on an aircraft 100 via a pylon (or mast).
  • the compressor section 4, 5 comprises a succession of stages each comprising a moving blade wheel (rotor) 4a, 5a rotating in front of a fixed blade wheel (stator) 4b, 5b.
  • the turbine section 7, 8 also comprises a succession of stages each comprising a fixed blade wheel (stator) 7b, 8b behind which turns a movable blade wheel (rotor) 7a, 8a.
  • the axial direction corresponds to the direction of the longitudinal axis X, in correspondence with the rotation of the shafts of the gas generator, and a radial direction is a direction perpendicular to this axis X and passing through it.
  • the circumferential (or lateral, or even tangential) direction corresponds to a direction perpendicular to the longitudinal axis X and not passing through it.
  • internal (respectively, interior) and external (respectively, exterior), respectively, are used with reference to a radial direction such that the internal part or face of an element is closer to the X axis than the part or external face of the same element.
  • an air flow F entering the propulsion system 1 is divided between a primary air flow F1 and a secondary air flow F2, which circulate from upstream to downstream in the propulsion system 1.
  • the secondary air flow F2 (also called “bypass air flow”) flows around the primary body 3.
  • the secondary air flow F2 makes it possible to cool the periphery of the primary body 3 and serves to generate the major part of the thrust provided by the propulsion system 1.
  • the primary air flow F1 flows in a primary vein inside the primary body 3, passing successively through the compressor section 4, 5, the combustion chamber 6 where it is mixed with fuel to serve oxidizer, and the turbine section 7, 8.
  • the passage of the primary air flow F1 through the turbine section 7, 8 receiving energy from the combustion chamber 6 causes a rotation of the rotor of the combustion section.
  • the compressor section 4, 5 may comprise a low pressure compressor 4 and a high pressure compressor 5.
  • the turbine section 7, 8 may comprise a high pressure turbine 7 and a low pressure turbine 8.
  • the rotor of the high pressure compressor 5 is driven to rotate by the rotor the high pressure turbine 7 via a high pressure shaft 10.
  • the rotor of the low pressure compressor 4 and the rotor part 9 of the fan section 2 are rotated by the rotor of the high pressure turbine 8 via a low pressure shaft 11.
  • the primary body 3 comprises a high pressure body comprising the high pressure compressor 5, the high pressure turbine 7 and the high pressure shaft 10, and a low pressure body including the blower section 2, the low pressure compressor 4, the high pressure turbine 8 and the low pressure shaft 11.
  • the turbine section 7, 8 further comprises an intermediate turbine, positioned between the high pressure turbine 7 and the high pressure turbine 8 and configured to drive the rotor of the low pressure compressor 4 by the intermediate of an intermediate shaft.
  • the fan rotor 9 and the high pressure compressor rotor 5 remain driven by the low pressure shaft 11 and the high pressure shaft 10, respectively.
  • the low pressure shaft 11 is generally housed, over a section of its length, in the high pressure shaft 10 and is coaxial with the high pressure shaft 10.
  • the low pressure shaft 11 and the high pressure shaft 10 can be co-rotating, that is to say being driven in the same direction around the longitudinal axis driven in opposite directions around the longitudinal axis be corotative or contrarotative.
  • the fan section 2 comprises at least the fan rotor 9 capable of being rotated relative to a stator part of the propulsion system 1 by the turbine section 7, 8.
  • Each fan rotor 9 comprises a hub 13 and blades 14 extending radially from the hub 13.
  • the blades 14 of each rotor 9 can be fixed relative to the hub 12 or have a variable pitch.
  • the foot of the blades 14 of each rotor 9 is pivotally mounted along a pitch axis and is connected to a pitch change mechanism 15 mounted in the propulsion system 1, the pitch being adjusted according to the flight phases by a pitch change mechanism 15.
  • the pitch change mechanism 15 is illustrated in broken lines in Figure 1 to show that this feature is optional.
  • the fan section 2 may further comprise a fan stator 16, or rectifier, which comprises vanes 17 mounted on a hub 18 of the fan stator 16 and has the function of straightening the secondary air flow F2 which flows at the outlet of the fan rotor 9.
  • the blades 17 of the fan stator 18 can be fixed relative to the hub 18 or have variable timing.
  • the foot of the stator blades 17 is pivotally mounted along a timing axis pitch being adjusted according to the flight phases by the pitch change mechanism.
  • the fan rotor 9 further comprises at least twelve blades 14 and at most twenty-four blades 14, for example at least sixteen blades 14 and at most twenty-two blades 14.
  • the number of blades 16 in the fan stator 17 depends on the acoustic criteria defined for the propulsion system 1 and is at least equal to the number of blades 14.
  • the propulsion system 1 has a high dilution rate (bypass ratio).
  • high dilution rate we will understand here a dilution rate greater than or equal to 10, for example between 10 and 80 inclusive.
  • the mass flow rate of the secondary air flow F2 and the mass flow rate of the primary air flow F1 are measured when the propulsion system 1 is stationary, uninstalled, in take-off mode in a standard atmosphere (as defined by the International Civil Aviation Organization (ICAO) manual, Doc 7488/3, 3rd edition) and at sea level (conditions known as SLS, for Seal Level Standard).
  • IAO International Civil Aviation Organization
  • the parameters are systematically determined under these conditions.
  • the measurements are carried out when the propulsion system 1 is in a test bench (and not installed on an aircraft 100), the measurements then being simpler to carry out.
  • the distances are on the other hand measured at ambient temperature (approximately 20°C) when the propulsion system 1 is cold, that is to say when the propulsion system 1 is at stopped for a sufficient period for the parts of the propulsion system to be at ambient temperature, it being understood that these dimensions vary little compared to the conditions in which the propulsion system 1 is in take-off mode.
  • the fan rotor 9 is decoupled from the low pressure shaft 11 using a reduction mechanism 19, placed between an upstream end of the low pressure shaft 11 and the fan rotor 9, in order to independently optimize their respective rotation speed.
  • the propulsion system 1 further comprises an additional shaft, called the fan shaft 20.
  • the low pressure shaft 11 connects the high pressure turbine 8 to an inlet of the reduction mechanism 19 while the fan shaft 20 connects the output of the reduction mechanism 19 to the fan rotor 9.
  • the fan rotor 9 is therefore driven by the low pressure shaft 11 via the reduction mechanism reduction 19 and the fan shaft 20 at a rotation speed lower than the rotation speed of the high pressure turbine 8.
  • the overall efficiency of the propulsion systems is conditioned to the first order by the propulsion efficiency, which is favorably influenced by a minimization of the variation in kinetic energy of the air as it passes through the propulsion system 1.
  • the propulsion efficiency is favorably influenced by a minimization of the variation in kinetic energy of the air as it passes through the propulsion system 1.
  • most of the flow generating the propulsive effort is constituted by the secondary air flow F2 of the propulsion system 1, the kinetic energy of the secondary air flow F2 being mainly affected by the compression that the secondary air flow F2 undergoes when crossing the fan section 2.
  • the pressure ratio of the fan which corresponds to the ratio between the average pressure at the outlet of the fan stator 17 (or, in the absence of a stator, of the fan rotor 9 ) and the average pressure at the inlet of the fan rotor 9 is less than or equal to 1.70, for example less than or equal to 1.50, for example between 1.05 and 1.45.
  • the average pressures are measured here over the height of the blade 14 (from the surface which radially delimits inside the flow vein at the inlet of the fan rotor 9 to the top 21 of the fan blade 14).
  • the propulsion system 1 is configured to provide a thrust of between 18,000 Ibf (80,068 N) and 51,000 Ibf (22,2411 N), for example between 20,000 Ibf (88,964 N) and 35,000 Ibf (15,5688 N).
  • the fan section 2 can be ducted or not ducted.
  • the fan section 2 comprises a fan casing 12 and the fan rotor 9 is housed in the fan casing 12.
  • a ducted fan section 2 comprises a fan rotor 9 extending upstream of a fan stator 16.
  • the blades 17 of the fan stator 16 are then generally called outlet blades (“Outlet Guide Vane” or “OGV”). in English) and have a fixed setting relative to the hub of the fan stator.
  • OGV Outlet Guide Vane
  • the peripheral speed at the top 21 of the blades of the fan rotor 9 can also be between 260 m/s and 400 m/s.
  • the blades 14 of the fan rotor 9 can be fixed or have variable pitch.
  • a non-ducted fan section 2 the fan section 2 is not surrounded by a fan casing.
  • the fan section 2 being non-ducted, the blades 14 of the fan rotor 9 have a variable pitch.
  • Propulsion systems comprising at least one unducted fan rotor 9 are known by the English terms “open rotor” or “unducted fan”.
  • the propulsion system 1 may comprise two fan rotors 9 which are non-ducted and counter-rotating.
  • Such a propulsion system 1 is known by the English acronym CROR for “Contra-Rotating Open Rotor” (contra-rotating open rotor in French) or UDF for “Unducted Double Fan” (unducted double fan in French).
  • the fan rotor(s) 9 can be placed at the rear of the primary body 3 so as to be of the pusher type or at the front of the primary body 3 so as to be of the tractor type.
  • the propulsion system 1 may comprise a single non-ducted fan rotor 9 and a fan stator 16 non-ducted (rectifier).
  • a propulsion system 1 is known by the English acronym USF for “Unducted Single Fan”.
  • USF Unducted Single Fan
  • the blades 17 of the rectifier 16 are fixed in rotation relative to the axis X of rotation of the upstream fan rotor 9 and therefore do not undergo centrifugal force.
  • the blades 17 of the rectifier 16 are also variable in pitch.
  • Speed peripheral at the top 21 of the blades 14 of the fan rotor(s) 9 can also be between 210 m/s and 260 m/s.
  • the reduction mechanism 19 may comprise for example a reduction mechanism with an epicyclic gear train, for example of the "epicyclic” type or of the "planetary” type according to the terminology sometimes encountered by those skilled in the art, single-stage or two-stage.
  • the reduction mechanism 19 can be of the planetary type (“star” in English) ( Figure 3) and comprise a sun pinion 19a (input of the reduction mechanism 19), centered on an axis X of rotation of the mechanism reduction gear 19 (generally confused with the longitudinal axis rotation of the fan shaft 20 around the axis X of rotation, and a series of satellites 19c distributed circumferentially around the axis sun pinion 19a and externally with the crown 19b.
  • the series of satellites 19c is mounted on a planet carrier 19d which is fixed relative to a stator part 19e of the propulsion system 1, for example relative to a casing of the compressor section 4, 5.
  • the reduction mechanism 19 can be of the planetary type ( Figure 4), in which case the crown 19b is fixedly mounted on the stator part 19e of the propulsion system 1 and the fan shaft 20 is rotated by the planet carrier 19d (which is therefore movable in rotation relative to a stator part 19e of the propulsion system 1, for example relative to a casing of the compressor section 4, 5).
  • the diameter of the ring gear 19b and of the planet carrier 19d are greater than the diameter of the sun pinion 19a, so that the rotation speed of the fan rotor 9 is lower than the rotation speed of the low pressure shaft 11.
  • the reduction rate of the reduction mechanism 19 is greater than or equal to 2.5 and less than or equal to 11.
  • the reduction rate can be greater than or equal to 2.7 and less than or equal to 6.0, for example around 3.0.
  • the reduction rate can be between 9.0 and 11.0.
  • the limit speed corresponds to the maximum rotation speed when the propulsion system is healthy (and potentially at the end of its life. It is therefore likely to be reached by the low pressure shaft 11 in flight condition. is part of the data declared in the engine certification (“type certification data sheet” in English) Indeed, this rotation speed is usually used as a reference speed for the sizing of propulsion systems 1 and in certain certification tests (such as). blade loss or rotor integrity tests).
  • the high pressure turbine 7 is two-stage and the high pressure body complies with the following formula:
  • Rext_5 is the average external radius of the high pressure compressor, in millimeters (mm);
  • Rext_z is the average external radius of the high pressure turbine 7, in millimeters (mm);
  • the average external radius Rext_s of the high pressure compressor 5 is equal to the arithmetic average of the external radii R1 of all the rotors (moving blade wheels) of the high pressure compressor 5.
  • the external radius R1 of the rotor corresponds to the distance between the top 5e of the moving blades of the rotor 5a and the axis % of the rope at the top 5th).
  • the average external radius R e xt_z of the high pressure turbine 7 is equal to the arithmetic average of the external radii R3 of the rotors 7b (moving blade wheels) of the high pressure turbine 7.
  • the external radius R3 of the rotor corresponds to the distance between the top 7e of the moving blades of the rotor 7b and the axis 7b (50% of the rope at the top 7th).
  • the average external radii R ex t_5 and R 9X t_7 are determined when the propulsion system 1 is cold.
  • the average external radius Rext_s of the high pressure compressor can for example be between 170 and 250 millimeters (mm) for a compressor comprising between 8 and 11 stages, with a maximum rotation speed (redline speed) in SLS conditions between 18,000 and 28 000 rpm.
  • the average external radius R ex t_7 of the high pressure turbine 7 can for example be between 200 and 300 millimeters (mm) under the same conditions.
  • the compression ratio of the high pressure compressor 5 is preferably greater than or equal to 18, when the propulsion system is in cruising condition, that is to say at 10,668 m altitude (35,000 feet), 0.8 Mach and under ISA conditions (English acronym for International Standard Atmosphere) defined by standard ISO2533/edition 1975/addendum 1985.
  • the aerodynamic load of the high pressure compressor 5 remains sufficiently low to ensure sufficient efficiency of the high pressure compressor 5, with an optimized radial size of the high pressure body.
  • the average external radius Rext_s of the high pressure compressor 5 can respect the following formula: (3) where: Dg is the diameter of the fan rotor 9 in millimeters (mm), measured in a plane normal to the axis of rotation fan rotor 9. Note that Figures 1 and 2 being partial views, the diameter Dg is only partially visible;
  • BPR is the dilution rate of propulsion system 1
  • Te is the maximum inlet temperature of the low pressure turbine 8, in degrees Celsius (°C)
  • N is the rotation speed of the high pressure shaft 10, in revolutions per minute (rpm);
  • S7 is an average surface area of the high pressure turbine 7, in square millimeters (mm 2 );
  • A 1 (rpm) 2 .
  • mm/°C and B 8977 (rpm) 2 *mm 2 .
  • the average surface S7 of the high pressure turbine 7 is equal to the arithmetic average of the surfaces of the flow stream at 50% of the chord at the top 7e of all the rotors 7b (moving blade wheel) of the high pressure turbine 7.
  • the surface of the flow vein of a given rotor 7b of the high pressure turbine 7 is equal to nx (Rext_7 2 - Rint_7 2 ), 2 ), where Rint_7 corresponds to the average internal radius of the high pressure turbine 7.
  • the average internal radius Rmt_7 of the high pressure turbine 7 is equal to the arithmetic mean internal radii R4 of the rotors 7b (moving blade wheels) of the high pressure turbine 7.
  • the internal radius R4 of the rotor corresponds to the distance between the axis of rotation inside the flow vein in the rotor 7b, in a plane passing through 50% of the chord at the top 7e, so that the external radii R3 and internal R4 are measured in the same plane.
  • the dilution rate BPR, the temperature Te and the rotation speed N are determined under take-off conditions.
  • the average external radius Rext_s and the diameter Dg are, however, determined when the propulsion system 1 is cold.
  • the inlet temperature of the low pressure turbine Te can be between 950°C and 1230°C.
  • the power density of the high pressure compressor 5 is proportional to the ratio between the flow rate at the inlet of the low pressure compressor 4 and the temperature Te at the inlet of the low pressure turbine 8, knowing that the flow rate at the inlet of the low pressure compressor 4 is a function of the dilution rate BPR of the propulsion system 1 and the diameter Dg of the fan rotor 9 (at iso ratio D/S, where S corresponds to the inlet section of the fan rotor 9).
  • the average external radius Rext_5 is also dimensioned taking into account the mechanical load of the high pressure turbine 7 (via the average surface S7 of the high pressure turbine 7), so that formula (1) makes it possible to both reduce the the size and mass of the high pressure body, without mechanically penalizing the high pressure turbine 7 or affecting the efficiency of the propulsion system 1.
  • the reduction in the radial size of the high pressure compressor 5 also makes it easier to integrate of the propulsion system 1 in an aircraft 100 and to reduce its drag.
  • This optimization of the average external radius (Rext_s) of the high pressure compressor 5 can in particular be obtained by increasing the BPR dilution rate of the propulsion system 1 and by reducing the pressure ratio of the fan rotor 9, and therefore by improving the efficiency of the propulsion system 1.
  • the BPR dilution rate of the propulsion system 1 can then be greater than or equal to 10, for example between 10 and 35 inclusive, for example between 10 and 18 inclusive.
  • the fan pressure ratio can also be between 1.20 and 1.45.
  • the BPR dilution rate of the propulsion system 1 may be greater than or equal to 40, for example between 40 and 80 inclusive.
  • the fan pressure ratio can then be comprised for example between 1.05 and 1.20.
  • this reduction can be obtained by improving the aerodynamic performance of the high pressure body, by increasing the admissible Mach at isorend at iso-aerodynamic load and/or by increasing the aerodynamic load at isorend (with compensation possibly by reducing the Mach in the vein of the high pressure compressor 5), in order to increase the power of the high pressure turbine 7 and its mechanical resistance.
  • the reduction in leaks in the high pressure turbine 7 (thanks to maintaining the clearances) makes it possible to increase the efficiency of the compression carried out in the high pressure compressor 5 and of the expansion in the high pressure turbine 7.
  • the high pressure turbine 7 can also rotate at rotational speeds (in revolutions per minute) sufficiently high (and at acceptable mechanical loading) to allow the high compressor pressure 5 to achieve a high power density and a compression ratio greater than 21 (in take-off mode) without requiring an increase in the number of stages in the high pressure compressor 5 (and thus limiting its longitudinal dimensions) .
  • the rotation speed of the high pressure shaft 10 can then be between 15,000 revolutions per minute and 27,000 revolutions per minute.
  • the high pressure compressor 5 may be axial, the high pressure compressor 5 being able to comprise at least eight stages and at most eleven stages, for example nine stages.
  • an overall compression ratio of the propulsion system 1 which corresponds to the pressure ratio between the pressure at the outlet of the high pressure compressor 5 and the pressure at the inlet of the fan rotor 9 (measured at the level of the foot of the fan rotor 9), which may be greater than or equal to 40 and less than or equal to 70, for example greater than or equal to 44 and less than or equal to 55.
  • the high pressure compressor 5 remains large enough to compress the air entering the combustion chamber 6 and thus contribute to the overall compression ratio of the propulsion system 1.
  • the aerodynamic load and the Mach in the flow vein remain compatible with the efficiency objectives and the operability of the high pressure compressor 5.
  • the diameter Dg of the fan rotor can then be between 2,032 mm (80 inches) and 4,699 mm (185 inches) inclusive.
  • the diameter Dg is for example between 2,159 mm (85 inches) and 3,048 mm (120 inches) inclusive, for example of the order of 2,286 mm (90 inches), this which allows integration of the propulsion system 1 in a conventional manner, in particular under the wing of an aircraft.
  • the diameter Dg is for example greater than or equal to 2,540 mm (100 inches), for example between 3,048 cm (120 inches) and 3,962 mm (156 inches).
  • High pressure bodies respecting formula (1) and where appropriate formulas (2), (3) and/or (4) may comprise a high pressure compressor 5 having a hub-head ratio at the inlet of the high pressure compressor 5, which corresponds to the ratio between the external radius R1 of the high pressure compressor 5 and the internal radius R2 of the rotor 5b of the high pressure compressor 5, between 0.41 and 0.60.
  • the external radius R1 and the internal radius R2 are measured here in a plane normal to the axis of rotation X which intersects the leading edge and the blade root of the rotor 5b most upstream of the high pressure compressor 5 (c that is to say, from the first stage of the high pressure compressor 5).
  • the internal radius R2 of the high pressure compressor 5 corresponds to the distance, in this plane, between the external radial surface of the hub of the rotor 5b (which radially delimits the flow path in the rotor 5b) and the axis rotation X.
  • Such high pressure compressors 5 then have an optimized outlet section. Indeed, the more the hub-head ratio is reduced, the lower the external diameter of the high pressure compressor 5 (at iso-section).
  • a hub-head ratio between 0.41 and 0.60, in combination with a ratio between the average external radii of the high pressure compressor 5 R ex t_s and the high pressure turbine 7 Rext_? optimized as described above thus makes it possible not only to obtain a more radially compact high pressure compressor 5 with a surface adapted to compress the gases entering the combustion chamber 6, but also to maintain an adapted aerodynamic load.
  • the diameter Dg of the fan rotor can then be between
  • the diameter Dg is for example between 2,159 mm (85 inches) and 3,048 mm (120 inches) inclusive, for example of the order of 2,286 mm (90 inches), this which allows integration of the propulsion system 1 in a conventional manner, in particular under the wing of an aircraft.
  • the diameter Dg is for example greater than or equal to 2,540 mm (100 inches), for example between
  • a double-body propulsion system 1 having an average external radius Rext_s in the intervals defined above may in particular comprise a high-pressure turbine 8 comprising at least three stages and at most five stages and a low-pressure compressor 4 comprising at least two stages and at most four floors.
  • Engine 1 is a propulsion system corresponding to the current technical standard (at the filing date of this application) which we seek to improve which includes a ducted fan section.
  • the engine 2 is a propulsion system conforming to the teaching of the present application whose ratio between the average external radius of the high pressure compressor and the average external radius of the high pressure turbine respects formulas (1) and (2) defined below -above.
  • Engine 1 presents a report higher than that of engine 2, for the same number stages (ten high pressure compressor stages and two high pressure turbine stages).
  • Engine 2 is therefore more compact - as appears by comparing the average external radii of the high pressure compressor and the high pressure turbine of engines 1 and 2 - without penalizing its efficiency or its aerodynamic load, since the hub-head ratio at the inlet of the high pressure compressor of engine 2 remains low (which results in an increase in the height of the blades of the first stages of the high pressure compressor and which is favorable to efficiency).
  • the gain in compactness has a direct impact on the mass of the engine, and therefore on its specific consumption.
  • the mechanical loading of the high pressure turbine which depends on the value of N 2 S?, is otherwise stable.
  • the diameter D of the fan and the dilution rate BPR were increased, which made it possible to improve the propulsive efficiency and maintain thrust. comparable taking into account the drop in the pressure ratio of the fan 2.
  • the overall compression ratio was increased, as well as the inlet temperature of the high pressure turbine 8, which made it possible to increase the efficiency thermal of the propulsion system 1.
  • the temperature of the low pressure turbine 7 was kept stable, it was possible to increase its mechanical loading (NS) by reducing its number of stages.
  • Increasing the power density of the high pressure compressor of engine 2 can be achieved as follows: increasing the compression ratio of the high pressure compressor; reduction in the diameter of the low pressure shaft with a supercritical dynamic situation maintained acceptable (first deformation mode in the operating range, in an operating zone in which the dynamic situation of the low pressure shaft 11 can be controlled - typically, for a propulsion system comprising a reduction mechanism 19, the first mode of deformation of the low pressure shaft 11 occurs at a transient speed corresponding for example to a speed lower than the idle speed and is therefore not likely to damage the propulsion system 1.
  • a transient speed is chosen which only intervenes for a very short time in the operation of the propulsion system 1 - the second mode of deformation outside the operating range) via a modification of the interior geometry of.
  • the shape of the low pressure shaft in order to give it a bottle shape: in particular, the radius of the low pressure shaft pressure under the high pressure turbine is modified so as to maintain the dynamic situation of the low pressure shaft and its radius upstream of the combustion chamber is reduced so as to facilitate the integration of the interior vein of the high pressure compressor. Reducing the aerodynamic load of the high pressure turbine also increases its diameter and facilitates the design of the high pressure turbine disk.

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Abstract

Un système propulsif (1) aéronautique comprend un corps haute pression dont les rayons externes moyens respectent la formule suivante : Formule (1) où : Rext_5 est un rayon externe moyen du compresseur haute pression (5) en millimètres (mm); Rext_7 est un rayon externe moyen de la turbine haute pression (7), en millimètres (mm); n5 est le nombre d'étages dans le compresseur haute pression (5); et E = - 23,9 * 10-3 millimètres carrés (mm2) et G = 1,06.

Description

DESCRIPTION
TITRE : Système propulsif aéronautique à encombrement réduit
DOMAINE TECHNIQUE
La présente demande concerne de manière générale le domaine des systèmes propulsifs, et plus particulièrement des systèmes propulsifs aéronautiques comprenant une soufflante carénée ou non carénée et présentant un taux de dilution est élevé, voire très élevé.
ETAT DE LA TECHNIQUE
Un système propulsif comporte généralement, d’amont en aval dans le sens de l’écoulement des gaz, une section de soufflante, une section de compresseur pouvant comprendre un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, une chambre de combustion et une section de turbine pouvant comprendre notamment une turbine haute pression et une turbine basse pression Le compresseur haute pression est entraîné en rotation par la turbine haute pression par l’intermédiaire d’un arbre haute pression. La soufflante et le cas échéant le compresseur basse pression sont entrainés en rotation par la turbine basse pression par l’intermédiaire d'un arbre basse pression.
Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d’améliorer de manière très significative les performances environnementales des avions. La Déposante prend en considération les facteurs impactants dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l’environnement et dont l’intégration et l’utilisation dans l’aviation civile ont des conséquences environnementales modérées dans un but d’amélioration de l'efficacité énergétique des avions.
Ainsi, afin d’améliorer le rendement propulsif du système propulsif et de réduire sa consommation spécifique ainsi que le bruit émis par la section de soufflante, il a été proposé des systèmes propulsifs présentant un taux de dilution BPR (bypass ratio en anglais, correspondant au rapport entre le débit du flux d’air secondaire et le débit du flux d’air primaire) élevé. Pour atteindre de tels taux de dilution, la section de soufflante peut être découplée de la turbine basse pression, permettant ainsi d’optimiser indépendamment leur vitesse de rotation respective. Généralement, le découplage est réalisé à l’aide d’un mécanisme de réduction placé entre l’extrémité amont de l’arbre basse pression et un rotor de la section de soufflante. Le rotor de la section de soufflante est alors entrainé par l’arbre basse pression par l’intermédiaire du mécanisme de réduction à une vitesse de rotation inférieure à celle de l’arbre basse pression.
EXPOSE
Un but de la présente demande est d’optimiser les performances du système propulsif, en particulier son encombrement et sa dynamique d’ensemble, sans pour autant pénaliser l’efficacité ou la tenue mécanique du système propulsif.
Il est à cet effet proposé, selon un premier aspect, un système propulsif aéronautique comprenant : - un rotor de soufflante raccordé à un arbre de soufflante ;
- un premier corps comprenant une première turbine configurée pour entrainer le rotor de soufflante par l'intermédiaire d’un premier arbre ;
- un deuxième corps comprenant une deuxième turbine et un deuxième compresseur axial, la deuxième turbine étant biétage et étant configurée pour entrainer le deuxième compresseur par l’intermédiaire d’un deuxième arbre, le deuxième arbre étant configuré pour tourner à une vitesse plus élevée que le premier arbre et un rapport moyeu-tête en entrée du deuxième compresseur étant compris entre 0,41 et 0,60 ;
- un mécanisme de réduction couplant le premier arbre et l’arbre de soufflante afin d’entrainer l’arbre de soufflante à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation du premier arbre; dans lequel le deuxième corps respecte la formule suivante :
Figure imgf000004_0001
où : Rext_5 est un rayon externe moyen du deuxième compresseur en millimètres (mm) ;
Rext_z est un rayon externe moyen de la deuxième turbine, en millimètres (mm) ; ns est le nombre d’étages dans le deuxième compresseur ; et E = - 23,9 * 10-3 millimètres carrés (mm2), F = 0,96 et G = 1 ,06.
Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du système propulsif selon le premier aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison
- le rayon externe moyen du deuxième compresseur respecte la formule suivante :
Figure imgf000004_0002
où : D9 est le diamètre du rotor de soufflante en millimètres, mesuré dans un plan normal à un axe de rotation du rotor de soufflante au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d'attaque des aubes du rotor de soufflante ; BPR est le taux de dilution du système propulsif et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; Te est la température maximale en entrée de la première turbine lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius (°C) ; N est la vitesse de rotation du deuxième arbre et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, en tours par minute (tr/min) ; S? est une surface moyenne de la deuxième turbine exprimée en millimètres carrés (mm2) ; et A = 1 (tr/min)2. mm/°C et B = 8 977 (tr/min)2*mm2 ; le rayon externe moyen du deuxième compresseur respecte la formule suivante :
Figure imgf000004_0003
où : D9 est le diamètre du rotor de soufflante en millimètres, mesuré dans un plan normal à un axe de rotation du rotor de soufflante au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d'attaque des aubes du rotor de soufflante ; BPR est le taux de dilution du système propulsif et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; Te est la température maximale en entrée de la première turbine lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius (°C) ; N est la vitesse de rotation du deuxième arbre et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, en tours par minute (tr/min) ; S? est une surface moyenne de la deuxième turbine exprimée en millimètres carrés (mm2) ; et C = 7 668 (tr/min)2*mm2 ;
- la deuxième turbine est biétage et le deuxième compresseur est axial ;
- le deuxième compresseur comprend au moins huit étages et au plus onze étages ;
- le diamètre du rotor de soufflante est compris entre 2 032 mm et 4 699 mm inclus, par exemple entre 2 159 mm et 3 048 mm inclus, par exemple de l’ordre de 2 286 mm ;
- la section de soufflante est carénée et un taux de dilution du système propulsif est supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, par exemple entre 10 et 18 inclus ;
- la section de soufflante est non carénée et un taux de dilution du système propulsif est supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus ;
- la vitesse de rotation du deuxième arbre est supérieure ou égale à 15 000 tours par minute et inférieure ou égale à 27 000 tours par minutes ;
- un taux de compression global du système propulsif, correspondant au rapport entre une pression en sortie du deuxième compresseur et une pression en entrée du rotor de soufflante, est supérieur ou égal à 40 et inférieur ou égal à 70 ;
- la première turbine comprend au moins trois et au plus cinq étages ;
- la première turbine entraine en outre un premier compresseur par l’intermédiaire du premier arbre, le premier compresseur comprenant au moins deux et au plus quatre étages ;
- un taux de compression du deuxième compresseur est supérieur ou égale à 18 ; et/ou
- la section de soufflante présente en outre un taux de pression de soufflante, correspondant à un rapport de pression entre une sortie du rotor de soufflante et une entrée du rotor de soufflante inférieur ou égal à 1 ,45, par exemple inférieur ou égal à 1 ,30.
Selon un deuxième aspect, il est proposé un aéronef comprenant au moins un système propulsif selon le premier aspect fixé à l’aéronef par l’intermédiaire d’un mât.
Selon un troisième aspect il est proposé un procédé de dimensionnement ou de fabrication d’un système propulsif comprenant un mécanisme de réduction couplant une première turbine d'un premier corps et un rotor de soufflante pour entrainer le rotor de soufflante à une vitesse inférieure à une vitesse de la première turbine, et un deuxième corps comprenant une deuxième turbine biétage et un deuxième compresseur axial configurés pour tourner à une vitesse plus élevée que la première turbine, un rapport moyeu-tête en entrée du deuxième compresseur (5) étant compris entre 0,41 et 0,60, dans lequel le deuxième corps est dimensionné de sorte à respecter la formule suivante :
Figure imgf000005_0001
_ où : Rext_5 est un rayon externe moyen du deuxième compresseur en millimètres (mm) ;
Rext_z est un rayon externe moyen de la deuxième turbine, en millimètres (mm) ; ns est le nombre d’étages dans le deuxième compresseur ; et
E = - 23,9 * 10-3 millimètres carrés (mm2), où F = 0,96 et G = 1 ,06.
Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du procédé de dimensionnement ou de fabrication selon le troisième aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison :
- le deuxième compresseur est en outre dimensionné de sorte que le rayon externe moyen du deuxième compresseur respecte la formule suivante :
Figure imgf000006_0001
où : Dg est le diamètre du rotor de soufflante en millimètres, mesuré dans un plan normal à un axe de rotation du rotor de soufflante au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d'attaque des aubes du rotor de soufflante ; BPR est le taux de dilution du système propulsif et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; Te est la température maximale en entrée de la première turbine lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius (°C) ; N est la vitesse de rotation du deuxième arbre et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, en tours par minute (tr/min) ; S? est une surface moyenne de la deuxième turbine exprimée en millimètres carrés (mm2) ; et A = 1 (tr/min)2. mm/°C et B = 8 977 (tr/min)2*mm2 ;
- le deuxième compresseur est en outre dimensionné de sorte que le rayon externe moyen du deuxième compresseur respecte la formule suivante :
Figure imgf000006_0002
où : Dg est le diamètre du rotor de soufflante en millimètres, mesuré dans un plan normal à un axe de rotation du rotor de soufflante au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d'attaque des aubes du rotor de soufflante ; BPR est le taux de dilution du système propulsif et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ; Te est la température maximale en entrée de la première turbine lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius (°C) ; N est la vitesse de rotation du deuxième arbre et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, en tours par minute (tr/min) ; S? est une surface moyenne de la deuxième turbine exprimée en millimètres carrés (mm2) ; et C = 7 668 (tr/min)2*mm2 ; et/ou
- le deuxième compresseur est en outre dimensionné de sorte qu’un taux de compression du deuxième compresseur est supérieur ou égale à 18.
Selon un quatrième aspect, il est proposé un procédé de fabrication d’un système propulsif comprenant les étapes suivantes :
- dimensionner le système propulsif selon un procédé conforme au troisième aspect ; et
- fabriquer le système propulsif. DESCRIPTION DES FIGURES
D’autres caractéristiques, buts et avantages ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels :
La figure 1 est une vue schématique, partielle et en coupe d’un exemple de système propulsif conforme à un premier mode de réalisation, dans lequel la section de soufflante est carénée ;
La figure 2 est une vue schématique, partielle et en coupe d’un exemple de système propulsif conforme à un premier mode de réalisation, dans lequel la section de soufflante est non carénée ;
La figure 3 est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction selon une première variante ;
La figure 4 est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction selon une seconde variante ;
La figure 5 est un exemple d’aéronef pouvant comprendre au moins un système propulsif conforme au premier ou au deuxième mode de réalisation ;
La figure 6 est un organigramme illustrant des exemples d'étapes d’un procédé de dimensionnement ou de fabrication conforme à une forme de réalisation.
Sur l’ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques.
DESCRIPTION DETAILLEE
Un système propulsif 1 présente une direction principale s'étendant selon un axe longitudinal X et comprend, d’amont en aval dans le sens de l’écoulement des gaz dans le système propulsif 1 lorsqu’il est en fonctionnement, une section de soufflante 2 et un corps primaire 3, souvent appelé « générateur de gaz », comportant une section de compresseur 4, 5, une chambre de combustion 6 et une section de turbine 7, 8. Le système propulsif 1 est ici un système propulsif 1 aéronautique configuré pour être fixé sur un aéronef 100 par l’intermédiaire d’un pylône (ou mât).
La section de compresseur 4, 5 comprend une succession d'étages comprenant chacun une roue d'aubes mobiles (rotor) 4a, 5a tournant devant une roue d'aubes fixes (stator) 4b, 5b. La section de turbine 7, 8 comprend également une succession d'étages comprenant chacun une roue d'aubes fixes (stator) 7b, 8b derrière laquelle tourne une roue d'aubes mobiles (rotor) 7a, 8a.
Dans la présente demande, la direction axiale correspond à la direction de l'axe longitudinal X, en correspondance avec la rotation des arbres du générateur de gaz, et une direction radiale est une direction perpendiculaire à cet axe X et passant par lui. Par ailleurs, la direction circonférentielle (ou latérale, ou encore tangentielle) correspond à une direction perpendiculaire à l'axe longitudinal X et ne passant pas par lui. Sauf précision contraire, interne (respectivement, intérieur) et externe (respectivement, extérieur), respectivement, sont utilisés en référence à une direction radiale de sorte que la partie ou la face interne d'un élément est plus proche de l'axe X que la partie ou la face externe du même élément.
En fonctionnement, un flux d'air F entrant dans le système propulsif 1 est divisé entre un flux d’air primaire F1 et un flux d’air secondaire F2, qui circulent d’amont en aval dans le système propulsif 1. Le flux d’air secondaire F2 (appelé également « flux d’air de dérivation ») s’écoule autour du corps primaire 3. Le flux d’air secondaire F2 permet de refroidir la périphérie du corps primaire 3 et sert à générer la majeure partie de la poussée fournie par le système propulsif 1 .
Le flux d’air primaire F1 s’écoule dans une veine primaire à l’intérieur du corps primaire 3, en passant successivement à travers la section de compresseur 4, 5, la chambre de combustion 6 où il est mélangé avec du carburant pour servir de comburant, et la section de turbine 7, 8. Le passage du flux d’air primaire F1 à travers la section de turbine 7, 8 recevant de l’énergie de la chambre de combustion 6 provoque une rotation du rotor de la section de turbine 7, 8, qui entraine à son tour en rotation le rotor de la section de compresseur 4, 5 ainsi qu'une partie rotor 9 de la section de soufflante 2.
Dans un système propulsif 1 à double-corps, la section de compresseur 4, 5 peut comprendre un compresseur basse pression 4 et un compresseur haute pression 5. La section de turbine 7, 8 peut comprendre une turbine haute pression 7 et une turbine basse pression 8. Le rotor du compresseur haute pression 5 est entraîné en rotation par le rotor la turbine haute pression 7 par l’intermédiaire d’un arbre haute pression 10. Le rotor du compresseur basse pression 4 et la partie rotor 9 de la section de soufflante 2 sont entrainés en rotation par le rotor de la turbine haute pression 8 par l’intermédiaire d’un arbre basse pression 11. Ainsi, le corps primaire 3 comprend un corps haute pression comprenant le compresseur haute pression 5, la turbine haute pression 7 et l’arbre haute pression 10, et un corps basse pression comprenant la section de soufflante 2, le compresseur basse pression 4, la turbine haute pression 8 et l’arbre basse pression 11 . La vitesse de rotation du corps haute pression est supérieure à la vitesse de rotation du corps basse pression. Dans un système propulsif 1 à triple-corps, la section de turbine 7, 8 comprend en outre une turbine intermédiaire, positionnée entre la turbine haute pression 7 et la turbine haute pression 8 et configurée pour entrainer le rotor du compresseur basse pression 4 par l’intermédiaire d'un arbre intermédiaire. Le rotor de soufflante 9 et le rotor du compresseur haute pression 5 restent entrainés par l’arbre basse pression 11 et l’arbre haute pression 10, respectivement.
L'arbre basse pression 11 est généralement logé, sur un tronçon de sa longueur, dans l’arbre haute pression 10 et est coaxial à l’arbre haute pression 10. L'arbre basse pression 11 et l’arbre haute pression 10 peuvent être corotatifs, c’est-à-dire être entraînés dans le même sens autour de l’axe longitudinal X. En variante, l’arbre basse pression 11 et l’arbre haute-pression sont contrarotatifs, c’est- à-dire être entraînés dans des sens opposés autour de l’axe longitudinal X. Le cas échéant, l’arbre intermédiaire est logé entre l’arbre haute pression 10 et l’arbre basse pression 11. L’arbre intermédiaire et l’arbre basse pression 11 peuvent être corotatifs ou contrarotatifs.
La section de soufflante 2 comprend au moins le rotor de soufflante 9 propre à être entraîné en rotation par rapport à une partie stator du système propulsif 1 par la section de turbine 7, 8. Chaque rotor de soufflante 9 comprend un moyeu 13 et des aubes 14 s’étendant radialement à partir du moyeu 13. Les aubes 14 de chaque rotor 9 peuvent être fixes par rapport au moyeu 12 ou présenter un calage variable. Dans ce cas, le pied des aubes 14 de chaque rotor 9 est monté pivotant suivant un axe de calage et est relié à un mécanisme de changement de pas 15 monté dans le système propulsif 1 , le calage étant ajusté en fonction des phases de vol par un mécanisme de changement de pas 15. Le mécanisme de changement de pas 15 est illustré en traits discontinus sur la Figure 1 pour montrer que cette caractéristique est optionnelle.
La section de soufflante 2 peut en outre comprendre un stator de soufflante 16, ou redresseur, qui comprend des aubes 17 montées sur un moyeu 18 du stator de soufflante 16 et ont pour fonction de redresser le flux d’air secondaire F2 qui s’écoule en sortie du rotor de soufflante 9. Les aubes 17 du stator de soufflante 18 peuvent être fixes par rapport au moyeu 18 ou présenter un calage variable. De manière similaire aux aubes 14 de rotor, le pied des aubes de stator 17 est monté pivotant suivant un axe X de calage et est relié à un mécanisme de changement de pas 15a, qui est généralement distinct de celui du rotor de soufflante 9, le calage étant ajusté en fonction des phases de vol par le mécanisme de changement de pas.
Le rotor de soufflante 9 comprend par ailleurs au moins douze aubes 14 et au plus vingt-quatre aubes 14, par exemple au moins seize aubes 14 et au plus vingt-deux aubes 14. Le nombre d’aubes 16 dans le stator de soufflante 17 dépend des critères acoustiques définis pour le système propulsif 1 et est au moins égal au nombre d’aubes 14.
Afin d’améliorer le rendement propulsif du système propulsif 1 et de réduire sa consommation spécifique ainsi que le bruit émis par la section de soufflante 2, le système propulsif 1 présente un taux de dilution (bypass ratio) élevé. Par taux de dilution élevé, on comprendra ici un taux de dilution supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 80 inclus. Pour calculer le taux de dilution, le débit massique du flux d’air secondaire F2 et le débit massique du flux d’air primaire F1 sont mesurés lorsque le système propulsif 1 est stationnaire, non-installé, 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 (conditions dites SLS, pour Seal Level Standard). On notera que, dans la présente demande, les paramètres (pression, débit, poussée, vitesse, etc.) sont systématiquement déterminés dans ces conditions. Par « non installé », on comprendra ici que les mesures sont effectuées lorsque le système propulsif 1 est dans un banc d’essai (et non installé sur un aéronef 100), les mesures étant alors plus simples à réaliser. Les distances (longueur, rayon, diamètre, etc.) sont en revanche mesurées à température ambiante (environ 20°C) lorsque le système propulsif 1 est à froid, c’est-à-dire lorsque le système propulsif 1 est à l’arrêt depuis une période suffisante pour que les pièces du système propulsif soient à température ambiante, étant entendu que ces dimensions varient peu par rapport aux conditions dans lesquelles le système propulsif 1 est en régime de décollage.
Le rotor de soufflante 9 est découplé de l’arbre basse pression 11 à l'aide d’un mécanisme de réduction 19, placé entre une extrémité amont de l’arbre basse pression 11 et le rotor de soufflante 9, afin d’optimiser indépendamment leur vitesse de rotation respective. Dans ce cas, le système propulsif 1 comprend en outre un arbre supplémentaire, dit arbre de soufflante 20. L’arbre basse pression 11 raccorde la turbine haute pression 8 à une entrée du mécanisme de réduction 19 tandis que l’arbre de soufflante 20 raccorde la sortie du mécanisme de réduction 19 au rotor de soufflante 9. Le rotor de soufflante 9 est donc entraîné par l’arbre basse pression 11 par l’intermédiaire du mécanisme de réduction 19 et de l’arbre de soufflante 20 à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de la turbine haute pression 8.
Ce découplage permet de réduire la vitesse de rotation et le rapport de pression du rotor de soufflante 9 et d’augmenter la puissance extraite par la turbine haute pression 8. En effet, l’efficacité globale des systèmes propulsifs est conditionnée au premier ordre par le rendement propulsif, qui est favorablement influencé par une minimisation de la variation d’énergie cinétique de l’air à la traversée du système propulsif 1. Dans un système propulsif 1 à taux de dilution élevé, l'essentiel du débit générant l’effort propulsif est constitué par le flux d’air secondaire F2 du système propulsif 1 , l'énergie cinétique du flux d’air secondaire F2 étant majoritairement affectée par la compression que subit le flux d’air secondaire F2 lors de la traversée de la section de soufflante 2. Le rendement propulsif et le rapport de pression de la section de soufflante 2 sont donc liés : plus le rapport de pression de la section de soufflante 2 est faible, meilleur sera le rendement propulsif. Afin d’optimiser le rendement propulsif du système propulsif 1 , le rapport de pression de la soufflante, qui correspond au rapport entre la pression moyenne en sortie du stator de soufflante 17 (ou, en l’absence de stator, du rotor de soufflante 9) et la pression moyenne en entrée du rotor de soufflante 9, est inférieur ou égal à 1 ,70, par exemple inférieur ou égal à 1 ,50, par exemple compris entre 1 ,05 et 1 ,45. Les pressions moyennes sont mesurées ici sur la hauteur de l’aube 14 (de la surface qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante 9 au sommet 21 de l’aube de soufflante 14).
Le système propulsif 1 est configuré pour fournir une poussée comprise entre 18 000 Ibf (80 068 N) et 51 000 Ibf (22 2411 N), par exemple entre 20 000 Ibf (88964 N) et 35 000 Ibf (15 5688 N).
La section de soufflante 2 peut être carénée ou non carénée. Dans le cas d’une section de soufflante 2 carénée, la section de soufflante 2 comprend un carter de soufflante 12 et le rotor de soufflante 9 est logé dans le carter de soufflante 12.
Une section de soufflante 2 carénée comprend un rotor de soufflante 9 s’étendant en amont d’un stator de soufflante 16. Les aubes 17 du stator de soufflante 16 sont alors généralement dénommées aubes de sortie ( « Outlet Guide Vane » ou « OGV » en anglais) et présentent un calage fixe par rapport au moyeu du stator de soufflante. Par ailleurs, la vitesse périphérique au sommet 21 des aubes du rotor de soufflante 9 peut par ailleurs être comprise entre 260 m/s et 400 m/s. Les aubes 14 du rotor de soufflante 9 peuvent être fixes ou présenter un calage variable.
Dans une section de soufflante 2 non carénée, la section de soufflante 2 n’est pas entourée par un carter de soufflante. La section de soufflante 2 étant non carénée, les aubes 14 du rotor de soufflante 9 présentent un calage variable. Des systèmes propulsifs comprenant au moins un rotor de soufflante 9 non caréné sont connus sous les termes anglais « open rotor » ou « unducted fan ». Le système propulsif 1 peut comprendre deux rotors de soufflante 9 non carénés et contrarotatifs. Un tel système propulsif 1 est connu sous l’acronyme anglais CROR pour « Contra-Rotating Open Rotor » (rotor ouvert contrarotatif en français) ou UDF pour « Unducted Double Fan » (double soufflante non carénée en français). Le ou les rotors de soufflante 9 peuvent être placés à l’arrière du corps primaire 3 de sorte à être du type pousseur ou à l’avant du corps primaire 3 de sorte à être du type tracteur. En variante, le système propulsif 1 peut comprendre un seul rotor de soufflante 9 non caréné et un stator de soufflante 16 non caréné (redresseur). Un tel système propulsif 1 est connu sous l’acronyme anglais USF pour « Unducted Single Fan ». Dans le cas d’un système propulsif 1 du type USF, les aubes 17 du redresseur 16 sont fixes en rotation par rapport à l’axe X de rotation du rotor de soufflante 9 amont et par conséquent ne subissent pas d’effort centrifuge. Les aubes 17 du redresseur 16 sont par ailleurs à calage variable.
La suppression du carénage autour de la section de soufflante 2 permet d’augmenter le taux de dilution de façon très importante sans que le système propulsif 1 ne soit pénalisé par la masse des carters ou nacelles destinés à entourer la section de soufflante 2. La vitesse périphérique au sommet 21 des aubes 14 du ou des rotor(s) de soufflante 9 peut par ailleurs être comprise entre 210 m/s et 260 m/s.
Le mécanisme de réduction 19 peut comprendre par exemple un mécanisme de réduction à train d’engrenage épicycloïdal, par exemple de type « épicycloïdal » ou de type « planétaire » selon la terminologie parfois rencontrée de l’homme du métier, monoétage ou biétage. Selon une première variante, le mécanisme de réduction 19 peut être du type planétaire (« star » en anglais) (Figure 3) et comprendre un pignon solaire 19a (entrée du mécanisme de réduction 19), centré sur un axe X de rotation du mécanisme de réduction 19 (généralement confondu avec l’axe longitudinal X) et configuré pour être entrainé en rotation par l’arbre basse pression 11 , une couronne 19b (sortie du mécanisme de réduction 19) coaxiale avec le pignon solaire 19a et configurée pour entrainer en rotation l’arbre de soufflante 20 autour de l’axe X de rotation, et une série de satellites 19c répartis circonférentiellement autour de l’axe X de rotation entre le pignon solaire 19a et la couronne 19b, chaque satellite 19c étant engrené intérieurement avec le pignon solaire 19a et extérieurement avec la couronne 19b. La série de satellites 19c est montée sur un porte-satellites 19d qui est fixe par rapport à une partie stator 19e du système propulsif 1 , par exemple par rapport à un carter de la section de compresseur 4, 5. Selon une seconde variante, le mécanisme de réduction 19 peut être de type épicycloïdal (« planetary » en anglais) (Figure 4), auquel cas la couronne 19b est montée fixement sur la partie stator 19e du système propulsif 1 et l’arbre de soufflante 20 est entrainé en rotation par le porte-satellites 19d (qui est donc mobile en rotation par rapport à une partie stator 19e du système propulsif 1 , par exemple par rapport à un carter de la section de compresseur 4, 5).
Quelle que soit la configuration du mécanisme de réduction 19, le diamètre de la couronne 19b et du porte satellites 19d sont supérieurs au diamètre du pignon solaire 19a, de sorte que la vitesse de rotation du rotor de soufflante 9 est inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre basse pression 11 .
Le taux de réduction du mécanisme de réduction 19 est supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11 . Dans le cas d’un système propulsif 1 comprenant un rotor de soufflante 9 caréné, le taux de réduction peut être supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 6,0, par exemple autour de 3,0. Dans le cas d’un système propulsif 1 comprenant un rotor de soufflante non caréné, le taux de réduction peut être compris entre 9,0 et 11 ,0.
La vitesse limite (« redline speed » en anglais) de l’arbre basse pression 11 , qui correspond à la vitesse maximale absolue susceptible d’être rencontrée par l’arbre basse pression 11 durant tout le vol (selon le règlement de certification européen EASA CS-E 740 (ou selon le règlement de certification américain 14-CFR Part 33), est comprise entre 8500 tours par minute et 12000 tours par minute, par exemple entre 9000 tours par minute et 11000 tours par minute. La vitesse limite correspond à la vitesse de rotation maximale lorsque le système propulsif est sain (et potentiellement fin de vie). Elle est donc susceptible d’être atteinte par l’arbre basse pression 11 en condition de vol. Cette vitesse limite fait partie des données déclarées dans la certification moteur (« type certification data sheet » en anglais). En effet, cette vitesse de rotation est habituellement utilisée comme vitesse de référence pour le dimensionnement des systèmes propulsifs 1 et dans certains essais de certification (tels que les essais de pertes d’aube ou d’intégrité du rotor).
Afin d’optimiser les performances du système propulsif 1 , en particulier son encombrement radial, la turbine haute pression 7 est biétage et le corps haute pression respecte la formule suivante :
(1 )
Figure imgf000012_0001
où : Rext_5 est le rayon externe moyen du compresseur haute pression, en millimètres (mm) ; Rext_z est le rayon externe moyen de la turbine haute pression 7, en millimètres (mm) ; ns est le nombre d’étages dans le compresseur haute pression 5 ; et E = - 23,9 * 10-3 millimètres carrés (mm2) et G = 1 ,06 (sans dimension).
Le rayon externe moyen Rext_s du compresseur haute pression 5 est égal à la moyenne arithmétique des rayons externes R1 de tous les rotors (roues d’aubes mobiles) du compresseur haute pression 5. Dans un étage donné, le rayon externe R1 du rotor correspond à la distance entre le sommet 5e des aubes mobiles du rotor 5a et l’axe X de rotation, à mi-distance (au sommet 5e) entre le bord d’attaque 5c et le bord de fuite 5d des aubes mobiles du rotor 5a (50 % de la corde au sommet 5e). Lorsque le compresseur haute pression 5 comprend un rouet (compresseur en tout ou partie centrifuge), le rouet compte alors pour deux étages dans le calcul du nombre d’étages ns du compresseur haute pression 5.
Le rayon externe moyen Rext_z de la turbine haute pression 7 est égal à la moyenne arithmétique des rayons externes R3 des rotors 7b (roues d’aubes mobiles) de la turbine haute pression 7. Dans un étage donné, le rayon externe R3 du rotor correspond à la distance entre le sommet 7e des aubes mobiles du rotor 7b et l’axe X de rotation, à mi-distance (au sommet 7e) entre le bord d’attaque 7c et le bord de fuite 7d des aubes mobiles du rotor 7b (50 % de la corde au sommet 7e).
Comme indiqué précédemment, les rayons externes moyens Rext_5 et R9Xt_7 sont déterminés lorsque le système propulsif 1 est à froid.
A iso nombre d’étages, le respect de la formule (1) permet d’obtenir un compresseur haute pression 5 plus compact radialement sans pour autant pénaliser son rendement. En effet, plus le rayon externe moyen Rext_s du compresseur haute pression 5 est faible, plus le compresseur haute pression 5 est compact. La diminution du rayon externe moyen Rext_5a, certes, pour effet d’augmenter la charge aérodynamique du compresseur haute pression 5 (et donc de baisser son rendement) : toutefois, la formule (1) permet d’obtenir un compromis acceptable entre la compacité radiale et le rendement du compresseur haute pression 5, et de gagner en masse et en consommation spécifique du système propulsif 1. De plus, la formule (1 ) tenant compte du rayon externe moyen Rext_z de la turbine haute pression 7, le chargement mécanique de la turbine haute pression 7 (qui est proportionnel au produit de la vitesse de rotation de l’arbre haute pression 10 au carré et à la surface moyenne S? de la turbine haute pression 7) reste acceptable. Enfin, la turbine haute pression 7 étant biétage permet d’optimiser la charge aérodynamique par étage.
Le rayon externe moyen Rext_s du compresseur haute pression peut par exemple être compris entre 170 et 250 millimètres (mm) pour un compresseur comprenant entre 8 et 11 étages, avec un régime de rotation maximal (redline speed) en conditions SLS entre 18 000 et 28 000 tr/min.
Le rayon externe moyen Rext_7 de la turbine haute pression 7 peut par exemple être compris entre 200 300 millimètres (mm) dans les mêmes conditions.
Le taux de compression du compresseur haute pression 5 est de préférence supérieur ou égal à 18, lorsque le système propulsif est en condition de croisière, c’est-à-dire à 10668 m d’altitude (35000 pieds), 0,8 Mach et en conditions ISA (acronyme anglais de International Standard Atmosphere, pour atmosphère standard internationale) définies par la norme ISO2533/édition 1975/addendum 1985.
Dans une forme de réalisation, le corps haute pression peut en outre respecter la formule suivante :
Figure imgf000013_0001
où F = 0,96 (sans dimension).
De la sorte, la charge aérodynamique du compresseur haute pression 5 reste suffisamment faible pour assurer un rendement suffisant du compresseur haute pression 5, avec un encombrement radial du corps haute pression optimisé.
Le cas échéant, afin d’optimiser encore davantage les performances du système propulsif 1 , en particulier son encombrement et sa dynamique d’ensemble, le rayon externe moyen Rext_s du compresseur haute pression 5 peut respecter la formule suivante : (3)
Figure imgf000013_0002
où : Dg est le diamètre du rotor de soufflante 9 en millimètres (mm), mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation X au niveau d’une intersection entre un sommet 21 et un bord d’attaque 22 des aubes 14 du rotor de soufflante 9. A noter que les figures 1 et 2 étant des vues partielles, le diamètre Dg n’est que partiellement visible ;
BPR est le taux de dilution du système propulsif 1 ;
Te est la température maximale en entrée de la turbine basse pression 8, en degrés Celsius (°C)
N est la vitesse de rotation de l’arbre haute pression 10, en tours par minute (tr/min) ;
S7 est une surface moyenne de la turbine haute pression 7, en millimètres carrés (mm2) ; et
A = 1 (tr/min)2. mm/°C et B = 8 977 (tr/min)2*mm2.
La surface moyenne S7 de la turbine haute pression 7 est égale à la moyenne arithmétique des surfaces de la veine d'écoulement à 50% de la corde au sommet 7e de tous les rotors 7b (roue d’aubes mobiles) de la turbine haute pression 7. La surface de la veine d’écoulement d’un rotor 7b donné de la turbine haute pression 7 est égale à n x (Rext_72 - Rint_72), 2), où Rint_7 correspond au rayon interne moyen de la turbine haute pression 7. Le rayon interne moyen Rmt_7 de la turbine haute pression 7 est égal à la moyenne arithmétique des rayons internes R4 des rotors 7b (roues d’aubes mobiles) de la turbine haute pression 7. Dans un étage donné, le rayon interne R4 du rotor correspond à la distance entre l’axe de rotation X et la surface qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement dans le rotor 7b, dans un plan passant par 50% de la corde au sommet 7e, de sorte que les rayons externe R3 et interne R4 sont mesurés dans un même plan.
Comme indiqué précédemment, le taux de dilution BPR, la température Te et la vitesse de rotation N sont déterminés en condition de décollage. Le rayon externe moyen Rext_s et le diamètre Dg sont en revanche déterminés lorsque le système propulsif 1 est à froid.
La température en entrée de la turbine basse pression Te peut être comprise entre 950°C et 1230°C.
Lorsque le rayon externe moyen Rext_s respecte la formule (3), l’encombrement radial et longitudinal du compresseur haute pression 5 ainsi que la masse du compresseur haute pression 5 sont réduits, à performances similaires. En effet, la densité de puissance du compresseur haute pression 5 est proportionnelle au rapport entre le débit en entrée du compresseur basse pression 4 et la température Te en entrée de la turbine basse pression 8, sachant que le débit en entrée du compresseur basse pression 4 est fonction du taux de dilution BPR du système propulsif 1 et du diamètre Dg du rotor de soufflante 9 (à iso rapport D/S, où S correspond à la section d’entrée du rotor de soufflante 9). Ainsi, en dimensionnant le rayon externe moyen Rext_s en fonction du diamètre de soufflante Dg et du taux de dilution BPR, il est possible de réduire le rayon externe moyen du compresseur haute pression 5 tout en garantissant que la densité puissance du compresseur haute pression 5 soit suffisante pour obtenir un système propulsif 1 efficace (et présente donc de bonnes performances énergétiques).
Le rayon externe moyen Rext_5 est également dimensionné en tenant compte de la charge mécanique de la turbine haute pression 7 (via la surface moyenne S7 de la turbine haute pression 7), de sorte que la formule (1 ) permet à la fois de réduire l’encombrement et la masse du corps haute pression, sans pour autant pénaliser mécaniquement la turbine haute pression 7 ni affecter l’efficacité du système propulsif 1. La diminution de l’encombrement radial du compresseur haute pression 5 permet en outre de faciliter l’intégration du système propulsif 1 dans un aéronef 100 et de réduire sa trainée.
Cette optimisation du rayon externe moyen (Rext_s) du compresseur haute pression 5 peut notamment être obtenue en augmentant le taux de dilution BPR du système propulsif 1 et en réduisant le rapport de pression du rotor de soufflante 9, et donc en améliorant l’efficacité du système propulsif 1 . Pour une section de soufflante 2 carénée, le taux de dilution BPR du système propulsif 1 peut alors être supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, par exemple entre 10 et 18 inclus. Le rapport de pression de soufflante peut en outre être compris entre 1 ,20 et 1 ,45. Pour une section de soufflante 2 non carénée, le taux de dilution BPR du système propulsif 1 peut être supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus. Le rapport de pression de soufflante peut alors être compris par exemple entre 1 ,05 et 1 ,20.
Alternativement ou en supplément, cette réduction peut être obtenue en améliorant les performances aérodynamiques du corps haute pression, en augmentant le Mach admissible à isorendement à iso-charge aérodynamique et/ou en augmentant la charge aérodynamique à isorendement (avec une compensation éventuellement par réduction du Mach dans la veine du compresseur haute pression 5), afin d’augmenter la puissance de la turbine haute pression 7 et sa résistance mécanique. Par exemple, la diminution des fuites dans la turbine haute pression 7 (grâce au maintien des jeux) permet d’augmenter l’efficacité de la compression réalisée dans le compresseur haute pression 5 et de la détente dans la turbine haute pression 7.
Lorsque le rayon externe moyen (Rext_5) respecte la formule (3), la turbine haute pression 7 peut par ailleurs tourner à des vitesses de rotation (en tours par minute) suffisamment élevées (et à des chargement mécaniques acceptables) pour permettre au compresseur haute pression 5 d’atteindre une densité de puissance élevée et un taux de compression supérieur à 21 (en régime décollage) sans pour autant nécessiter d’augmenter le nombre d’étages dans le compresseur haute pression 5 (et en limitant ainsi son encombrement longitudinal). La vitesse de rotation de l’arbre haute pression 10 peut alors être compris entre 15 000 tours par minute et 27 000 tours par minutes. Le compresseur haute pression 5 peut être axial, le compresseur haute pression 5 pouvant comprendre au moins huit étages et au plus onze étages, par exemple neuf étages.
On obtient en outre un taux de compression global du système propulsif 1 , qui correspond au rapport de pression entre la pression en sortie du compresseur haute pression 5 et la pression en entrée du rotor de soufflante 9 (mesurée au niveau du pied du rotor de soufflante 9), qui peut être supérieur ou égal à 40 et inférieur ou égal à 70, par exemple supérieur ou égal à 44 et inférieur ou égal à 55.
Par exemple, le rayon externe moyen Rext_s respecte également la formule suivante :
Figure imgf000015_0001
où : C = 7 668 (tr/min)2*mm2.
Lorsque le rayon externe moyen Rext_5 respecte en outre la formule (4), le compresseur haute pression 5 reste suffisamment grand pour réaliser la compression de l’air en entrée de la chambre de combustion 6 et participer ainsi au taux de compression global du système propulsif 1. De plus, la charge aérodynamique et les Mach dans la veine d’écoulement restent compatibles avec des objectifs de rendement et de l’opérabilité du compresseur haute pression 5.
Pour un compresseur haute pression 5 dont le rayon externe moyen Rext_5 respecte la formule (1 ) (et le cas échéant les formules (2), (3) et/ou (4)), le diamètre Dg du rotor de soufflante peut alors être compris entre 2 032 mm (80 pouces) et 4 699 mm (185 pouces) inclus. Lorsque le rotor de soufflante 9 est caréné, le diamètre Dg est par exemple compris entre 2 159 mm (85 pouces) et 3 048 mm (120 pouces) inclus, par exemple de l’ordre de 2 286 mm (90 pouces), ce qui permet d'intégration le système propulsif 1 de manière conventionnelle, en particulier sous l’aile d’un aéronef. Lorsque le rotor de soufflante 9 est non caréné, le diamètre Dg est par exemple supérieur ou égal à 2 540 mm (100 pouces), par exemple entre 3 048 cm (120 pouces) et 3 962 mm (156 pouces).
Des corps haute pression respectant la formule (1 ) et le cas échéant les formules (2), (3) et/ou (4) peuvent comprendre un compresseur haute pression 5 présentant un rapport moyeu-tête en entrée du compresseur haute pression 5, qui correspond au rapport entre le rayon externe R1 du compresseur haute pression 5 et le rayon interne R2 du rotor 5b du compresseur haute pression 5, compris entre 0,41 et 0,60.
Le rayon externe R1 et le rayon interne R2 sont mesurés ici dans un plan normal à l’axe de rotation X qui coupe le bord d’attaque et le pied d’aube du rotor 5b le plus en amont du compresseur haute pression 5 (c’est-à-dire, du premier étage du compresseur haute pression 5). Le rayon interne R2 du compresseur haute pression 5 correspond à la distance, dans ce plan, entre la surface radiale externe du moyeu du rotor 5b (qui délimite radialement à l’intérieur la veine d'écoulement dans le rotor 5b) et l’axe de rotation X.
De tels compresseurs haute pression 5 présentent alors une section de sortie optimisée. En effet, plus le rapport moyeu-tête est réduit, plus le diamètre externe du compresseur haute pression 5 est faible (à iso-section). Un rapport moyeu-tête compris entre 0,41 et 0,60, en combinaison avec un rapport entre les rayons externes moyens du compresseur haute pression 5 Rext_s et de la turbine haute pression 7 Rext_? optimisés comme décrits plus haut permet ainsi non seulement d’obtenir un compresseur haute pression 5 plus compact radialement avec une surface adaptée pour comprimer les gaz en entrée de la chambre de combustion 6, mais également de maintenir une charge aérodynamique adaptée.
Pour un compresseur haute pression 5 dont le rayon externe moyen Rext_s respecte la formule (1 ) (et le cas échéant la formule (2)), le diamètre Dg du rotor de soufflante peut alors être compris entre
2 032 mm (80 pouces) et 4 699 mm (185 pouces) inclus. Lorsque le rotor de soufflante 9 est caréné, le diamètre Dg est par exemple compris entre 2 159 mm (85 pouces) et 3 048 mm (120 pouces) inclus, par exemple de l’ordre de 2 286 mm (90 pouces), ce qui permet d’intégration le système propulsif 1 de manière conventionnelle, en particulier sous l’aile d’un aéronef. Lorsque le rotor de soufflante 9 est non caréné, le diamètre Dg est par exemple supérieur ou égal à 2 540 mm (100 pouces), par exemple entre
3 048 cm (120 pouces) et 3 962 mm (156 pouces).
Un système propulsif 1 à double corps présentant un rayon externe moyen Rext_s dans les intervalles définis ci-dessus peut notamment comprendre une turbine haute pression 8 comprenant au moins trois étages et au plus cinq étages et un compresseur basse pression 4 comprenant au moins deux étages et au plus quatre étages.
Exemple comparatif :
Le moteur 1 est un système propulsif correspondant au standard technique actuel (à la date de dépôt de la présente demande) que l’on cherche à améliorer qui comprend une section de soufflante carénée. Le moteur 2 est un système propulsif conforme à l’enseignement de la présente demande dont le rapport entre le rayon externe moyen du compresseur haute pression et le rayon externe moyen de la turbine haute pression respecte les formule (1 ) et (2) définie ci-dessus.
Figure imgf000017_0001
Figure imgf000018_0003
Le moteur 1 présente un rapport
Figure imgf000018_0001
plus élevé que celui du moteur 2, pour un même nombre
Figure imgf000018_0002
d’étages (dix étages de compresseur haute pression et deux étages de turbine haute pression). Le moteur 2 est donc plus compact - comme cela apparaît en comparant les rayons externes moyens du compresseur haute pression et de la turbine haute pression des moteurs 1 et 2 - sans pour autant pénaliser son rendement ni sa charge aérodynamique, puisque le rapport moyeu-tête en entrée du compresseur haute pression du moteur 2 reste faible (ce qui se traduit par une augmentation de la hauteur des aubes des premiers étages du compresseur haute pression et qui est favorable au rendement). Le gain en compacité a un impact direct sur la masse du moteur, et donc sur sa consommation spécifique. Le chargement mécanique de la turbine haute pression, qui dépend de la valeur de N2S?, est par ailleurs stable.
Le fait que le corps haute pression du moteur 2 respecte les formules (1) et (2) permet donc d’obtenir un compromis acceptable entre la compacité radiale et le rendement du compresseur haute pression et de gagner en masse et en consommation spécifique du moteur 2.
Pour passer du moteur 1 (de référence) au moteur 2 (conforme à la divulgation), le diamètre D de la soufflante et le taux de dilution BPR ont été augmentés, ce qui a permis d’améliorer le rendement propulsif et de conserver une poussée comparable compte-tenu de la baisse du rapport de pression de la soufflante 2. Par ailleurs, le taux de compression global a été augmenté, ainsi que la température en entrée de la turbine haute pression 8, ce qui a permis d’augmenter le rendement thermique du système propulsif 1. Enfin, dans la mesure où la température de la turbine basse pression 7 a été maintenue stable, il a été possible d’augmenter son chargement mécanique (N S) en réduisant son nombre d’étages. L'augmentation de la densité de puissance du compresseur haute pression du moteur 2 peut être obtenue comme suit : augmentation du taux de compression du compresseur haute pression ; réduction du diamètre de l’arbre basse pression avec une situation dynamique supercritique maintenue acceptable (premier mode de déformation dans la plage de fonctionnement, dans une zone de fonctionnement dans laquelle la situation dynamique de l’arbre basse pression 11 peut être maîtrisée - typiquement, pour un système propulsif comprenant un mécanisme de réduction 19, le premier mode de déformation de l’arbre basse pression 11 se produit à une vitesse transitoire correspondant par exemple à une vitesse inférieure à la vitesse du ralenti et n’est donc pas susceptible d’endommager le système propulsif 1 . Ainsi il est choisi une vitesse transitoire qui n’intervient que très peu de temps dans le fonctionnement du système propulsif 1 - le deuxième mode de déformation en dehors de plage de fonctionnement) via une modification de la géométrie intérieure de l’arbre basse pression et une augmentation de la distance entre les paliers en aval de la turbine basse pression ; une meilleure intégration du palier amont du corps haute pression combinée à la réduction du diamètre d’arbre basse pression permet un abaissement de la veine intérieure. Cette meilleure intégration peut être obtenue par exemple en utilisant des éléments roulants en matériau céramique, qui permettent une augmentation de la pression de contact et une réduction des réjections thermiques.
De manière alternative, au lieu de réduire le diamètre de l’arbre basse pression, il est possible de modifier la forme de l'arbre arbre basse pression afin de lui conférer une forme de bouteille : en particulier, le rayon de l’arbre basse pression sous la turbine haute pression est modifié de façon à conserver la situation dynamique de l’arbre basse pression et son rayon en amont de la chambre de combustion est réduit de façon à faciliter l’intégration de la veine intérieure du compresseur haute pression. La réduction de la charge aérodynamique de la turbine haute pression augmente par ailleurs son diamètre et facilite la conception du disque turbine haute pression.

Claims

REVENDICATIONS
1. Système propulsif (1) aéronautique comprenant :
- un rotor de soufflante (9) raccordé à un arbre de soufflante (20) ;
- un premier corps comprenant une première turbine (8) configurée pour entrainer le rotor de soufflante (9) par l’intermédiaire d'un premier arbre (11) ;
- un deuxième corps comprenant une deuxième turbine (7) et un deuxième compresseur (5) axial, la deuxième turbine étant biétage et étant configurée pour entrainer le deuxième compresseur (5) par l’intermédiaire d’un deuxième arbre (10), le deuxième arbre (10) étant configuré pour tourner à une vitesse plus élevée que le premier arbre (11) et un rapport moyeu-tête en entrée du deuxième compresseur (5) étant compris entre 0,41 et 0,60 ;
- un mécanisme de réduction (19) couplant le premier arbre (11 ) et l’arbre de soufflante (20) afin d’entrainer l’arbre de soufflante (20) à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation du premier arbre (11); dans lequel le deuxième corps respecte la formule suivante :
Figure imgf000020_0001
où : Rext_5 est un rayon externe moyen du deuxième compresseur (5) en millimètres (mm) ;
Rext_? est un rayon externe moyen de la deuxième turbine (7), en millimètres (mm) ; ns est le nombre d’étages dans le deuxième compresseur (5) ; et
E = - 23,9 * 10-3 millimètres carrés (mm2), F = 0,96 et G = 1 ,06.
2. Système propulsif selon la revendication 1 , dans lequel le rayon externe moyen du deuxième compresseur (5) respecte la formule suivante :
Figure imgf000020_0002
où : Dg est le diamètre du rotor de soufflante (9) en millimètres (mm), mesuré dans un plan normal à un axe de rotation (X) du rotor de soufflante (9) au niveau d’une intersection entre un sommet (21) et un bord d’attaque (22) des aubes (14) du rotor de soufflante (9) ;
BPR est le taux de dilution du système propulsif (1) et est mesuré lorsque le système propulsif (1 ) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ;
Te est la température maximale en entrée de la première turbine (8) lorsque le système propulsif (1 ) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius (°C) ;
N est la vitesse de rotation du deuxième arbre (10) et est mesuré lorsque le système propulsif (1 ) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, en tours par minute (tr/min) ;
S? est une surface moyenne de la deuxième turbine (7) exprimée en millimètres carrés (mm2) ; et
A = 1 (tr/min)2. mm/°C et B = 8 977 (tr/min)2*mm2.
3. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 et 2, dans lequel le rayon externe moyen du deuxième compresseur (5) respecte la formule suivante :
Figure imgf000021_0001
où : Dg est le diamètre du rotor de soufflante (9) en millimètres (mm), mesuré dans un plan normal à un axe de rotation (X) du rotor de soufflante (9) au niveau d’une intersection entre un sommet (21) et un bord d’attaque (22) des aubes (14) du rotor de soufflante (9) ;
BPR est le taux de dilution du système propulsif (1) et est mesuré lorsque le système propulsif (1 ) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ;
Te est la température maximale en entrée de la première turbine (8) lorsque le système propulsif
(1 ) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius (°C) ;
N est la vitesse de rotation du deuxième arbre (10) et est mesuré lorsque le système propulsif (1 ) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, en tours par minute (tr/min) ;
S? est une surface moyenne de la deuxième turbine (7) exprimée en millimètres carrés (mm2) ; et
C = 7 668 (tr/min)2*mm2.
4. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel le deuxième compresseur (5) comprend au moins huit étages et au plus onze étages.
5. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel le diamètre du rotor de soufflante (9) est compris entre 2 032 mm (80 pouces) et 4 699 mm (185 pouces) inclus, par exemple entre 2 159 mm (85 pouces) et 3 048 mm (120 pouces) inclus, par exemple de l’ordre de 2 286 mm (90 pouces).
6. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel la section de soufflante
(2) est carénée et un taux de dilution du système propulsif (1) est supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, par exemple entre 10 et 18 inclus.
7. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel la section de soufflante (2) est non carénée et un taux de dilution du système propulsif (1) est supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus.
8. Système propulsif (1) selon l'une des revendications 1 à 6, dans lequel la vitesse de rotation du deuxième arbre (10) est supérieure ou égale à 15 000 tours par minute (tr/min) et inférieure ou égale à 27 000 tours par minutes (tr/min).
9. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 8, dans lequel un taux de compression global du système propulsif (1), correspondant au rapport entre une pression en sortie du deuxième compresseur (5) et une pression en entrée du rotor de soufflante (9), est supérieur ou égal à 40 et inférieur ou égal à 70.
10. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 9, dans lequel la première turbine (8) comprend au moins trois et au plus cinq étages.
11. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 10, dans lequel la première turbine entraine en outre un premier compresseur (4) par l’intermédiaire du premier arbre (11 ), le premier compresseur (4) comprenant au moins deux et au plus quatre étages.
12. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 11 , dans lequel la section de soufflante (2) présente en outre un taux de pression de soufflante, correspondant à un rapport de pression entre une sortie du rotor de soufflante (9) et une entrée du rotor de soufflante (9) inférieur ou égal à 1 ,45, par exemple inférieur ou égal à 1 ,30.
13. Système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 12, dans lequel un taux de compression du deuxième compresseur (5) est supérieur ou égal à 18 lorsque le système propulsif (1 ) est en condition de croisière.
14. Aéronef (100) comprenant au moins un système propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 13 fixé à l’aéronef par l’intermédiaire d’un mât.
15. Procédé de dimensionnement d’un système propulsif (1 ) comprenant un mécanisme de réduction (19) couplant une première turbine (8) d’un premier corps et un rotor de soufflante (9) pour entrainer le rotor de soufflante (9) à une vitesse inférieure à une vitesse de la première turbine (8), et un deuxième corps comprenant une deuxième turbine (7) biétage et un deuxième compresseur (5) axial configurés pour tourner à une vitesse plus élevée que la première turbine (8), un rapport moyeu-tête en entrée du deuxième compresseur (5) étant compris entre 0,41 et 0,60, dans lequel le deuxième corps est dimensionné de sorte à respecter la formule suivante :
Figure imgf000022_0001
où : F xt_5 est un rayon externe moyen du deuxième compresseur (5) en millimètres (mm) ; est un rayon externe moyen de la deuxième turbine (7), en millimètres (mm) ; ns est le nombre d’étages dans le co deuxième compresseur (5) ; et
E = - 23,9 * 10-3 millimètres carrés (mm2), F = 0,96 et G = 1 ,06.
16. Procédé de dimensionnement selon la revendication 15, dans lequel le deuxième compresseur (5) est en outre dimensionné de sorte que le rayon externe moyen du deuxième compresseur (5) respecte la formule suivante :
Figure imgf000022_0002
où : Dg est le diamètre du rotor de soufflante (9) en millimètres (mm), mesuré dans un plan normal à un axe de rotation (X) du rotor de soufflante (9) au niveau d’une intersection entre un sommet (21) et un bord d’attaque (22) des aubes (14) du rotor de soufflante (9) ;
BPR est le taux de dilution du système propulsif (1) et est mesuré lorsque le système propulsif (1 ) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ;
Te est la température maximale en entrée de la première turbine (8) lorsque le système propulsif (1 ) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius (°C) ;
N est la vitesse de rotation du deuxième arbre (10) et est mesuré lorsque le système propulsif (1 ) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, en tours par minute (tr/min) ;
S? est une surface moyenne de la deuxième turbine (7) exprimée en millimètres carrés (mm2) ; et
A = 1 (tr/min)2. mm/°C et B = 8 977 (tr/min)2*mm2.
17. Procédé de dimensionnement selon l’une des revendications 15 et 16, dans lequel le deuxième compresseur (5) est en outre dimensionné de sorte que le rayon externe moyen du deuxième compresseur (5) respecte la formule suivante :
Figure imgf000023_0001
où : D9 est le diamètre du rotor de soufflante (9) en millimètres (mm), mesuré dans un plan normal à un axe de rotation (X) du rotor de soufflante (9) au niveau d’une intersection entre un sommet (21) et un bord d’attaque (22) des aubes (14) du rotor de soufflante (9) ;
BPR est le taux de dilution du système propulsif (1) et est mesuré lorsque le système propulsif (1 ) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ;
Te est la température maximale en entrée de la première turbine (8) lorsque le système propulsif (1 ) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius (°C) ;
N est la vitesse de rotation du deuxième arbre (10) et est mesuré lorsque le système propulsif (1 ) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, en tours par minute (tr/min) ;
S7 est une surface moyenne de la deuxième turbine (7) exprimée en millimètres carrés (mm2) ; et
C = 7 668 (tr/min)2*mm2.
18. Procédé de dimensionnement selon l’une des revendications 15 à 17, dans lequel le deuxième compresseur (5) est en outre dimensionné de sorte qu’un taux de compression du deuxième compresseur (5) est supérieur ou égal à 18 lorsque le système propulsif (1) est en condition de croisière.
19. Procédé de fabrication d’un système propulsif aéronautique comprenant les étapes suivantes : - dimensionner le système propulsif aéronautique selon un procédé conforme à l’une des revendications 15 à 18 ; et
- fabriquer le système propulsif aéronautique.
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