EP4665959A1 - Optimisation du comportement de la soufflante dans un système propulsif aéronautique - Google Patents

Optimisation du comportement de la soufflante dans un système propulsif aéronautique

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Publication number
EP4665959A1
EP4665959A1 EP24707615.1A EP24707615A EP4665959A1 EP 4665959 A1 EP4665959 A1 EP 4665959A1 EP 24707615 A EP24707615 A EP 24707615A EP 4665959 A1 EP4665959 A1 EP 4665959A1
Authority
EP
European Patent Office
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fan
axis
bearings
bearing
rotor
Prior art date
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Pending
Application number
EP24707615.1A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Didier René André Escure
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of EP4665959A1 publication Critical patent/EP4665959A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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

Definitions

  • This application generally concerns the field of propulsion systems, and more particularly aeronautical propulsion systems comprising a ducted fan and having a high, or even very high, dilution ratio.
  • 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 turbine section 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 appropriate, the low-pressure compressor are driven in rotation by the low-pressure turbine via a low-pressure shaft.
  • propulsion systems have been proposed having a high BPR (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).
  • BPR 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 speeds.
  • the 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 rotation speed lower than that of the low-pressure shaft.
  • the reduction in the fan rotor rotation speed has an impact on the dynamics of the fan section and in particular on the deformation modes of the fan shaft. This impact is all the more significant as we seek to increase the diameter of the fan rotor to improve its thrust.
  • An aim of the present application is to optimize the performance of the aeronautical propulsion system in terms of specific consumption in particular while controlling the dynamic behavior of the fan section.
  • a fan section of an aeronautical propulsion system comprising:
  • d is an axial distance between a projection on the axis of rotation of a center of gravity of the front bearing, along an axis of application of the forces of the front bearing, and a projection of a center of gravity of the rear bearing on the axis of rotation, along an axis of application of the forces of the rear bearing, in meters (m);
  • R is an average radius of the fan bearings, in meters
  • Dg is the fan rotor diameter in meters, measured in a plane normal to the axis of rotation at an intersection between a tip and a leading edge of the fan rotor blades;
  • blower section according to the first aspect are as follows, taken individually or in combination:
  • the diameter of the fan rotor is between 2.159 meters and 3.048 meters inclusive, for example equal to 2.286 meters;
  • the front bearing and the rear bearing respectively comprise: tapered roller bearings; or a roller bearing and a ball bearing; or two angular contact ball bearings; or a double bearing comprising a row of balls and a row of tapered rollers;
  • an aeronautical propulsion system comprising:
  • a dilution ratio of the propulsion system is greater than or equal to 10, for example between 10 and 35 inclusive, preferably between 10 and 18 inclusive.
  • an aircraft comprising at least one propulsion system according to the second aspect fixed to the aircraft by means of a mast.
  • a method of dimensioning or manufacturing a fan section comprising a fan rotor, wherein the fan section is dimensioned such that fan bearings of the fan section are positioned in the fan section so as to comply with the following formula: where: d is an axial distance between a projection on the axis of rotation of the center of gravity of the front bearing, along an axis of application of the forces of the front bearing, and a projection of the center of gravity of the rear bearing on the axis of rotation, along an axis of application of the forces of the rear bearing, in meters (m);
  • R is an average radius of the fan bearings, in meters
  • Dg is a fan rotor diameter in meters, measured in a plane normal to the axis of rotation at an intersection between a tip and a leading edge of the fan rotor blades;
  • Figure 1a is a schematic, partial and cross-sectional view of an example of a propulsion system according to a first embodiment
  • Figure 1b is a detailed view of the fan bearings of Figure 1a;
  • Figure 1c is a detailed view of fan bearings of an exemplary propulsion system according to a second embodiment
  • Figure 2 is a schematic sectional view of an example of a reduction mechanism according to a first variant
  • Figure 3 is a schematic sectional view of an example of a reduction mechanism according to a second variant
  • Figure 4 is an example of an aircraft that may include at least one propulsion system according to the first or second embodiment
  • Figure 5 is a flowchart illustrating example steps in a sizing or manufacturing process.
  • 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 in reference to a radial direction such that the internal part or face of an element is closer to the axis X than the external part or face of the same element.
  • 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 as an oxidant, 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 rotation of the rotor of the turbine section 7, 8, which in turn drives rotation of the rotor of the compressor section 4, 5 as well as a rotor part 9 of the fan section 2.
  • 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 may be co-rotating, i.e. driven in the same direction about the longitudinal axis X.
  • the low-pressure shaft 11 and the high-pressure shaft are counter-rotating, i.e. driven in opposite directions about the longitudinal axis X.
  • the intermediate shaft is housed between the high-pressure shaft 10 and the low-pressure shaft 11.
  • the intermediate shaft and the low-pressure shaft 11 may be co-rotating or counter-rotating.
  • Dg is a fan rotor diameter 9 in meters (m).
  • d, R and Dg being distances, they are determined when the propulsion system 1 (and therefore the fan section 2) is cold, as specified above.
  • the mean radius R of the fan bearings 20a, 20b corresponds to the arithmetic mean of the mean radius R20a of the front bearing 20a and the mean radius R20b of the rear bearing 20b.
  • the mean radius R20a, R20b of a given bearing is equal to the distance, measured in a plane normal to the longitudinal axis X, between the axis X and the center of gravity G20a, G20b of the bearing 20a, 20b.
  • a bearing comprises at least one outer ring and at least one inner ring which are coaxial as well as bearings (balls, rollers, etc.) mounted between the inner ring and the outer ring and configured to allow relative movement of the inner ring relative to the outer ring.
  • the inner ring is mounted on the fan shaft and driven in rotation by the fan shaft; the outer ring is mounted on a stator part (typically, the input casing 24) of the propulsion system 1.
  • the center of gravity G20a, G20b of a bearing 20a, 20b then corresponds to the center of gravity of the assembly formed by the inner ring, the outer ring and the bearings.
  • the center of gravity G20a, G20b is determined without taking into account the ring in question.
  • the distance d is greater than the distance between the orthogonal projection of the center of gravity G20a of the front bearing on the axis of rotation X and the center of gravity G20b of the rear bearing 20b on the axis of rotation X.
  • angular contact bearings include, for example, an angular contact ball bearing or a tapered roller bearing.
  • the direction of the load depends, among other things, on the mean radius F oa, F ob of the bearing 20a, 20b and the size of the bearing of the bearing 20a, 20b.
  • two fan bearings 20a, 20b may have the same distance d but different distances d’ depending on their position in the fan section 2 and their configuration.
  • the axial distance d can be between 180 mm and 350 mm.
  • the average radius of the R bearings can be between 120 mm and 180 mm.
  • bearing arrangements can be considered.
  • one example is of the type having two angular contact ball bearings (or tapered ball bearings) having opposing loads (see Figures 1a and 1b).
  • a front ball bearing has angular contacts oriented to transmit forces in an upstream direction associated with the rear ball bearing with angular contact oriented to transmit forces in a downstream direction.
  • another is of the type having tapered roller bearings having opposing loads (see Figure 1c).
  • the front tapered roller bearing 20a has its lines of forces oriented to transmit forces in an upstream direction, being associated with the rear tapered roller bearing 20b oriented to transmit forces in a downstream direction.
  • the diameter Dg of the fan rotor 9 is measured in a plane normal to the axis X of rotation at an intersection between a tip 21 and a leading edge 22 of the blades 14 of the fan rotor 9, and is expressed in meters. Note that since FIG. 1a is a partial view, the diameter Dg is only partially visible.
  • the fan bearings 20a, 20b have an impact on the embedding of the fan shaft 20.
  • the further the fan bearings 20a, 20b are from the axis of rotation X (high R) and/or from each other (high d) the more the stiffness of the fan shaft 20 increases and the more the deformation modes of the fan shaft 20 are weak and are therefore likely to be in the operating range of the fan rotor 9.
  • the stiffness of the fan shaft increases sufficiently so that its critical speed or at least 15% higher than its limiting speed, i.e. the absolute maximum speed likely to be encountered by the fan shaft 20 during the entire flight. This is the maximum permissible speed defined in the engine certification (“type certification data sheet”).
  • the diameter Dg of the fan rotor 9 can then be between 2.032 meters (m) (80 inches) and 4.699 meters (m) (185 inches) inclusive, which makes it possible to obtain thrusts in the ranges described above.
  • the diameter Dg is for example between 2.159 meters (m) (85 inches) and 3.048 meters (m) (120 inches) inclusive, for example equal to 2.286 meters (m) (90 inches), which makes it possible to integrate the propulsion system 1 in a conventional manner, in particular under the wing of an aircraft.
  • the fan rotor 9 further comprises at least twelve blades 14 and at most twenty-four blades 14, for example at least 16 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 rotation speed of the fan shaft 20 can also be between 1,800 and 5,000 revolutions per minute.
  • the fan bearings 20a, 20b comprise exactly two bearings, namely the front bearing 20a and the rear bearing 20b.
  • formulas (1) and (2) apply to any type of bearing.
  • the front bearing 20a and the rear bearing 20b may each comprise a tapered roller bearing or an angular contact ball bearing.
  • the front bearing 20a may comprise a roller bearing and the rear bearing 20b a ball bearing.
  • the invention also applies in the case where the two fan bearings 20a, 20b form a double (or duplex) bearing comprising two rows of bearings which are twinned and can be housed in the same cage.
  • the two rows of bearings are therefore considered as two separate bearings, the bearings of which are separated by the distance d and the mean radius R of which corresponds to the average of the mean radii R20a, R20b measured at the center of gravity of each bearing.
  • one of the bearings ensures a take-up of the radial forces while the other of the bearings ensures a take-up of the axial forces.
  • An example of a double bearing could for example include a row of balls (taking up radial forces) followed by a row of tapered rollers (taking up axial forces).
  • a bearing mode damper can however be retained to reduce vibration levels for example to provide an unbalance response function.
  • the fan rotor 9 can then have a hub-to-head ratio of between 0.22 and 0.32.
  • the hub-to-head ratio can be between 0.24 and 0.32.
  • the hub-to-head ratio is preferably between 0.24 and 0.32 in order to allow the integration of the pitch change mechanism 15.
  • the hub-to-head ratio corresponds to the ratio between the internal radius Ri and the external radius R e of the fan rotor 9.
  • the internal radius Ri corresponds to the distance between the axis of rotation X and the point of intersection between the leading edge 22 and the surface which radially delimits on the inside the flow path at the inlet of the fan rotor 9 (and corresponds to the point of connection of the leading edge 22 with the aerodynamic surface of a platform of the fan rotor 9).
  • the external radius R e corresponds to the distance between the axis of rotation X and the point of intersection between the leading edge 22 and the tip 21 of the fan blades (and corresponds to half the diameter Dg of the fan rotor 9). The lower the hub-to-head ratio, the more efficient the fan rotor 9 is.
  • Engine 1 is a dual-body propulsion system comprising a shrouded fan section 2 corresponding to the current technical standard (at the date of filing of this application) which we seek to improve.
  • the engine 2 is a double-body propulsion system 1 comprising a shrouded fan section 2 in accordance with the teaching of the present application, the fan section of which comprises bearings whose position complies with the formulas (1) and (2) defined above.
  • the fan bearings of engines 1 and 2 both comprise angular contact ball bearings, and their front bearing is without bearing mode dampers.
  • Their low pressure shaft is further supported by exactly one bearing upstream of the combustion chamber and two bearings downstream of the combustion chamber.
  • the front bearing of the low pressure shaft comprises a pressurized fluid film damping.
  • the d/R ratio of engine 1 does not comply with formula (1). It follows that the first deformation mode of the fan rotor of engine 1 occurs at a rotation speed that is very close to the redline of its fan rotor (107% of the redline). In comparison, engine 2, whose d/R ratio complies with formula (1), the first deformation mode of the fan rotor occurs at a rotation speed of the fan rotor that is much higher than its redline.
  • the unbalance loads of the fan rotor of engine 1 are therefore higher, which has an impact on the sizing of the structures of the fan section of engine 1 and its suspension.
  • the clearance consumptions of the fan section of engine 1 are also higher, which reduces its performance.
  • the fan section of engine 2 is therefore more efficient due to its larger diameter and its lower clearance consumptions.
  • the fan diameter Dg and the bypass ratio BPR were increased.
  • the increase in the fan diameter Dg compared to engine 1 has the effect of increasing the fan rotor mass and the fan bearing loading, reducing the frequency of deformation modes (if the fan shaft diameter and/or the distance between its bearings are not increased) and increasing the fan clearance consumptions under unbalance or under the load factor of engine 2.
  • this increase in the fan diameter (and the BPR) in engine 2 has made it possible to improve the propulsive efficiency and to maintain a comparable fan thrust given the reduction in the pressure ratio of fan section 2.
  • the modification of the d/R ratio so as to comply with formula (1) has made it possible to control the unbalance loads and the fan rotor clearance consumptions, despite the increase in the fan diameter.
  • the integration of angular contact bearings or tapered roller bearings is favorable in an engine.
  • the diameter of the engine bearings can be obtained via their dimensioning by respecting the practices relating to their form factors. Indeed, the loads exerted on the bearings are axial forces (fan thrust) and radial forces (unbalance).
  • the dimensioning of the bearings must respect contact pressure criteria between the rolling element and the ring and criteria of proportionality between the different dimensions (in particular average diameter, diameters of the rolling elements).
  • the dimensioning of the bearings takes into account the different life situations of the motor (normal loads, limit loads, ultimate loads).
  • the distance d can be obtained by increasing for example the distance between the fan and the reduction mechanism. This impact can be advantageously reduced by dimensioning the bearings allowing their integration under the fan disc and by improving the shape of the connection (fan shaft) with the reduction mechanism.
  • the design constraints of the reduction mechanism impose a stiffness requirement on the fan shaft, which can be adapted by adjusting the positioning of the rear fan bearing in diameter and axial position.
  • the fan section can be adapted. For example, if the distance between the fan bearings must be increased to comply with formulas (1) and (2), it may be interesting to modify the hub-to-head ratio of the fan rotor in order to place the upstream bearing under the fan disc and not undergo an increase in engine length that would otherwise be necessary.

Landscapes

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

Abstract

La présente invention concerne une section de soufflante (2) dans laquelle les paliers de soufflante (20a, 20b) sont positionnés dans la section de soufflante (2) de sorte à respecter la formule suivante: (I) où : d est une distance axiale entre une projection sur l'axe de rotation (X) d'un centre de gravité (G20a) du palier avant (20a), suivant un axe d'application des efforts du palier avant (20b), et une projection d'un centre de gravité (G20b) du palier arrière (20b) sur l'axe de rotation (X), suivant un axe d'application des efforts du palier arrière (20b), en mètres (m); R est un rayon moyen des paliers de soufflante (20a, 20b), en mètres (m); Dg est le diamètre du rotor de soufflante (9) en mètres (m); et A = - 1,27 m-1 et B = 4,4.

Description

DESCRIPTION
TITRE : Optimisation du comportement de la soufflante dans un système propulsif aéronautique
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 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 entrainé 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.
Toutefois, la diminution de la vitesse de rotation du rotor de soufflante a un impact sur la dynamique de la section de soufflante et en particulier sur les modes de déformation de l’arbre de soufflante. Cet impact est d’autant plus important que l’on cherche à augmenter le diamètre du rotor de soufflante pour améliorer sa poussée.
EXPOSE Un but de la présente demande est d’optimiser les performances du système propulsif aéronautique en termes notamment de consommation spécifique tout en maîtrisant le comportement dynamique de la section de soufflante.
Il est à cet effet proposé, selon un premier aspect une section de soufflante d’un système propulsif aéronautique comprenant :
- un rotor de soufflante comprenant une pluralité d’aubes ;
- un arbre de soufflante configuré pour entrainer le rotor de soufflante autour d’un axe de rotation ;
- des paliers de soufflante configurés pour centrer l’arbre de soufflante par rapport à l’axe de rotation, les paliers de soufflante comprenant un palier avant et un palier arrière ; les paliers de soufflante étant positionnés dans la section de soufflante de sorte à respecter la formule suivante : où : d est une distance axiale entre une projection sur l’axe de rotation d’un centre de gravité du palier avant, suivant un axe d’application des efforts du palier avant, et une projection d’un centre de gravité du palier arrière sur l’axe de rotation, suivant un axe d’application des efforts du palier arrière, en mètres (m) ;
R est un rayon moyen des paliers de soufflante, en mètres ;
Dg est le diamètre du rotor de soufflante en mètres, mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante ; et
A = - 1 ,27 m-1 et B = 4,4.
Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives de la section de soufflante selon le premier aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison :
- les paliers de soufflante sont également positionnés dans la section de soufflante de sorte à respecter la formule suivante : où C = 4,85;
- le diamètre du rotor de soufflante est compris entre 2,159 mètres et 3,048 mètres inclus, par exemple égal à 2,286 mètres ;
- le palier avant et le palier arrière comprennent respectivement : des paliers à rouleaux coniques ; ou un palier à rouleaux et un palier à billes ; ou deux paliers à billes à contact oblique ; ou un pallier double comprenant une rangée de billes et une rangée de rouleaux coniques ;
- les paliers de soufflante sont dépourvus d’amortisseur de mode de palier ;
- la section de soufflante présente en outre un taux de compression 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, de préférence inférieur ou égal à 1 ,30 la section de soufflante comprend au moins douze aubes et au plus vingt-quatre aubes ; et/ou un rapport moyeu-tête du rotor de soufflante est compris entre 0,22 et 0,32.
Selon un deuxième aspect, il est proposé un système propulsif aéronautique comprenant :
- une section de soufflante selon le premier aspect ;
- une turbine d’entrainement configurée pour entrainer l’arbre de soufflante en rotation autour de l’axe de rotation ; et
- un mécanisme de réduction couplant l’arbre d’entrainement et l’arbre de soufflante afin d’entrainer l’arbre de soufflante à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement.
Optionnellement, un taux de dilution du système propulsif est supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, de préférence entre 10 et 18 inclus.
Selon un troisième aspect, il est proposé un aéronef comprenant au moins un système propulsif selon le deuxième aspect fixé à l’aéronef par l’intermédiaire d’un mât.
Selon un quatrième aspect il est proposé un procédé de dimensionnement ou de fabrication d’une section de soufflante comprenant un rotor de soufflante, dans lequel la section de soufflante est dimensionnée de sorte que des paliers de soufflante de la section de soufflante sont positionnés dans la section de soufflante de manière à respecter la formule suivante : où : d est une distance axiale entre une projection sur l’axe de rotation du centre de gravité du palier avant, suivant un axe d’application des efforts du palier avant, et une projection du centre de gravité du palier arrière sur l’axe de rotation, suivant un axe d’application des efforts du palier arrière, en mètres (m) ;
R est un rayon moyen des paliers de soufflante, en mètres ;
Dg est un diamètre du rotor de soufflante en mètres, mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante ; et
A = - 1 ,27 m-1 et B = 4,4.
Optionnellement, la section de soufflante est en outre dimensionnée de sorte que les paliers de soufflante sont positionnés dans la section de soufflante de manière à respecter la formule suivante : où C = 4,85.
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 1a est une vue schématique, partielle et en coupe d’un exemple de système propulsif conforme à un premier mode de réalisation ;
La figure 1 b est une vue en détail des paliers de soufflante de la figure 1a ;
La figure 1c est une vue en détail de paliers de soufflante d’un exemple de système propulsif conforme à un deuxième mode de réalisation ;
La figure 2 est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction selon une première variante ;
La figure 3 est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction selon une deuxième variante ;
La figure 4 est un exemple d’aéronef pouvant comprendre au moins un système propulsif conforme au premier ou au deuxième mode de réalisation ;
La figure 5 est un organigramme illustrant des exemples d’étapes d’un procédé de dimensionnement ou de fabrication.
Sur l’ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION
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 entrainé 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 basse 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 basse 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 basse 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 entrainé 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 13 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 le mécanisme de changement de pas 15. Le mécanisme de changement de pas 15 est illustré en traits discontinus sur la Figure 1a 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 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 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.
L’arbre de soufflante 20 est supporté par des paliers de soufflante 20a, 20b afin de maîtriser ses modes de déformation et reprendre les efforts axiaux et radiaux du rotor de soufflante 8. L’arbre de soufflante 20 peut ainsi comprendre un palier avant 20a et un palier arrière 20b, le palier avant 20a étant placé plus en amont sur l’arbre de soufflante 20, à proximité du moyeu 13, que le palier arrière 20b qui est plus proche du mécanisme de réduction 19. Le palier avant 20a et le palier arrière 20b peuvent comprendre une bague interne montée sur l’arbre de soufflante 20 et une bague externe montée sur une partie stator du système propulsif 1 , typiquement sur un carter d’entrée 24, qui est un carter par lequel transitent des efforts dans le système propulsif 1 et qui s’étend entre le rotor de soufflante 9 et le compresseur basse pression 4.
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. 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 basse 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 entrainé 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 basse 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 basse 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 comprendre un carter de soufflante 12 et le rotor de soufflante 9 est logé dans le carter de soufflante 12.
La section de soufflante 2 comprend un rotor de soufflante 9 s’étendant en amont d’un stator de soufflante. Les aubes du stator de soufflante 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, le taux de dilution du système propulsif 1 est par exemple supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, par exemple entre 10 et 18 inclus. 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. Le rapport de pression de soufflante peut alors être compris entre 1 ,20 et 1 ,45.
Le mécanisme de réduction 19 peut comprendre par exemple un mécanisme de réduction 19 à train d’engrenage épicycloïdal, par exemple de type “épicycloïdal” ou de type “planétaire”, monoétage ou biétage. Selon une première variante, le mécanisme de réduction 19 peut être du type planétaire (« star » en anglais) (Figure 2) 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 1 1 , 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 deuxième variante, le mécanisme de réduction 19 peut être du type épicycloïdal (« planetary » en anglais) (Figure 3), 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 . Par exemple, le taux de réduction peut être supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 6,0, typiquement autour de 3,0.
Le système propulsif 1 à double corps peut notamment comprendre une turbine haute pression 7 biétage, un compresseur haute pression 5 comprenant au moins huit étages et au plus onze étages, une turbine basse 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.
La vitesse limite (« redline speed » en anglais) de l’arbre basse pression 1 1 , 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 33.87)), 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 certificate 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).
La mise en œuvre d’un mécanisme de réduction 19 permet de réduire la vitesse de rotation du rotor de soufflante 9, en comparaison avec un moteur à entrainement direct (où l’arbre de soufflante 20 est entrainé directement par l’arbre basse pression 11 et tourne à la même vitesse de rotation que l’arbre basse pression 11 ) et d’augmenter le diamètre Dg du rotor de soufflante 9. Toutefois, cela a pour effet de modifier les modes de déformation sous balourd du rotor de soufflante 9. Il en résulte que l’arbre de soufflante 20 est susceptible d’atteindre une vitesse critique et d’entrer en résonance dans les plages de fonctionnement du rotor de soufflante 9. A la résonance, qui se produit au passage de la vitesse critique de l’arbre de soufflante 20, celui-ci subit des phénomènes de surtension qui amplifient les déformations et les efforts provoqués par les balourds (inévitables) du rotor de soufflante 9.
Afin de maîtriser le comportement dynamique du rotor de soufflante 9 et de déplacer les modes de déformation de l’arbre de soufflante en dehors de la plage de fonctionnement du rotor de soufflante 9, l’encastrement de l’arbre de soufflante 20 est modifié afin de placer radialement et axialement les paliers de soufflante 20a, 20b de sorte à respecter la formule suivante : > A * D9 + B (1 ) où : d est une distance axiale entre une projection sur l’axe de rotation X d’un centre de gravité G20a du palier avant 20a, suivant un axe d’application des efforts du palier avant 20b, et une projection d’un centre de gravité G20b du palier arrière 20b sur l’axe de rotation X, suivant un axe d’application des efforts du palier arrière 20b, en mètres m le centre de gravité G20a du palier avant 20a et le centre de gravité G20b du palier arrière 20b, c’est-à-dire la distance entre la projection orthogonale du centre de gravité G20a du palier avant 20a sur l’axe de rotation X et la projection orthogonale du centre de gravité G20b du palier arrière 20b sur l’axe de rotation X, en mètres (m) ;
R est un rayon moyen des paliers de soufflante 20a, 20b, en mètres (m) ;
Dg est un diamètre du rotor de soufflante 9 en mètres (m) ; et
A = - 1 ,27 m-1 et B = 4,4 (sans dimension). d, R et Dg étant des distances, ils sont déterminés lorsque le système propulsif 1 (et donc la section de soufflante 2) est à froid, comme précisé ci-avant.
Le rayon moyen R des paliers de soufflante 20a, 20b correspond à la moyenne arithmétique du rayon moyen R20a du palier avant 20a et du rayon moyen R20b du palier arrière 20b. Le rayon moyen R20a, R20b d’un palier donné (avant 20a ou arrière 20b) est égal à la distance, mesurée dans un plan normal à l’axe longitudinal X, entre l’axe X et le centre de gravité G20a, G20b du palier 20a, 20b. On notera ici qu’un palier comprend au moins une bague externe et au moins une bague interne qui sont coaxiales ainsi que des roulements (billes, rouleaux, etc.) montés entre la bague interne et la bague externe et configurés pour permettre un mouvement relatif de la bague interne par rapport à la bague externe. La bague interne est montée sur l’arbre de soufflante et entrainée en rotation par l’arbre de soufflante ; la bague externe est montée sur une partie stator (typiquement, le carter d’entrée 24) du système propulsif 1. Le centre de gravité G20a, G20b d’un palier 20a, 20b correspond alors au centre de gravité de l’ensemble formé par la bague interne, la bague externe et les roulements. Lorsque la bague interne et/ou la bague externe est formée intégralement et en une seule pièce avec un support (bride, virole, enceinte, etc.) du système propulsif 1 de sorte que la bague ne peut être distinguée du support, le centre de gravité G20a, G20b est déterminé sans tenir compte de la bague en question.
On notera que, lorsque la direction de la charge des paliers de soufflante 20a, 20b est oblique, c’est-à-dire lors l’axe (dit axe d’application des efforts) entre le point d’application de la charge entre le roulement et la bague externe du palier 20a, 20b et le centre de gravité G20a, G20b du palier 20a, 20b, forme un angle non nul avec un plan normal à l’axe de rotation X, la distance d est supérieure à la distance entre la projection orthogonale du centre de gravité G20a du palier avant sur l’axe de rotation X et le centre de gravité G20b du palier arrière 20b sur l’axe de rotation X.
Des exemples de paliers avec contact oblique comprennent par exemple un palier à billes à contact oblique ou un palier à rouleaux coniques. A noter que, pour un palier 20a, 20b donné, la direction de la charge dépend, entre autres, du rayon moyen F oa, F ob du palier 20a, 20b et de la taille du roulement du palier 20a, 20b. Ainsi, deux paliers de soufflante 20a, 20b peuvent présenter une même distance d mais des distances d’ différentes selon leur position dans la section de soufflante 2 et leur configuration.
La distance axiale d peut être comprise entre 180 mm et 350 mm.
Le rayon moyen des paliers R peut être compris entre 120 mm et 180 mm.
Ainsi, il peut être considéré différents montages de paliers. Parmi des montages de paliers, un exemple est du type ayant deux paliers à billes à contacts à contact oblique obliques (ou paliers à billes coniques) ayant des charges en opposition (voir figures 1a et 1 b). Dans ces paliers, un palier avant à roulement par billes présente des contacts obliques orientés pour transmettre des efforts dans une direction amont associé an palier arrière à roulement par billes à contacts obliques orientés pour transmettes des efforts dans une direction aval. Parmi des montages de paliers, un autre est du type ayant des paliers à roulement par rouleaux coniques ayant des charges en opposition (voir figure 1c). Dans ces paliers, le palier avant 20a à roulement par rouleaux conique présente ses lignes d’efforts orientées pour transmettre des efforts dans une direction amont, en étant associé au palier arrière 20b à roulement par rouleaux coniques orientés pour transmette des efforts dans une direction aval.
Les déterminations des lignes en oblique des efforts ou axes d’applications des efforts sont connues de l’homme du métier connaissant les montages de roulement, tant pour les montages à billes à contacts obliques que pour les montages à rouleaux conique, typiquement dans des ouvrages souvent appelés précis de construction mécanique ou guide du dessinateur industriel (par exemple le livre de référence d’édition ISBN 2-09-194004-6).
Le diamètre Dg du rotor de soufflante 9 est mesuré dans un plan normal à l’axe X de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet 21 et un bord d’attaque 22 des aubes 14 du rotor de soufflante 9, et est exprimé en mètres. A noter que la figure 1a étant une vue partielle, le diamètre Dg n’est que partiellement visible.
La Déposante s’est en effet aperçue du fait que les paliers de soufflante 20a, 20b avaient un impact sur l’encastrement de l’arbre de soufflante 20. En particulier, plus les paliers de soufflante 20a, 20b sont éloignés de l’axe de rotation X (R élevé) et/ou éloignés les uns des autres (d élevée), plus la raideur de l’arbre de soufflante 20 augmente et plus les modes de déformation de l’arbre de soufflante 20 sont faibles et sont donc susceptibles de se trouver dans la plage de fonctionnement du rotor de soufflante 9. Au contraire, lorsque la position radiale et axiale des paliers de soufflante 20a, 20b respecte la formule (1 ), la raideur de l’arbre de soufflante augmente suffisamment pour que sa vitesse critique soit au moins 15% supérieure à sa vitesse limite, c’est-à-dire la vitesse maximale absolue susceptible d’être rencontrée par l’arbre de soufflante 20 durant tout le vol. Il s’agit du régime maximal admissible défini dans la certification moteur (« type certification data sheet »).
Le diamètre Dg du rotor de soufflante 9 peut alors être compris entre 2,032 mètres (m) (80 pouces) et 4,699 mètres (m) (185 pouces) inclus, ce qui permet d’obtenir des poussées dans les intervalles décrits plus haut. Le diamètre Dg est par exemple compris entre 2,159 mètres (m) (85 pouces) et 3,048 mètres (m) (120 pouces) inclus, par exemple égal à 2,286 mètres (m) (90 pouces), ce qui permet d’intégration le système propulsif 1 de manière conventionnelle, en particulier sous l’aile d’un aéronef.
Le rotor de soufflante 9 comprend par ailleurs au moins douze aubes 14 et au plus vingt-quatre aubes 14, par exemple au moins 16 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.
La vitesse de rotation de l’arbre de soufflante 20 peut par ailleurs être compris entre 1 800 et 5 000 tours par minute.
Dans une forme de réalisation, la position des paliers de soufflante 20a, 20b est choisie de sorte à respecter également la formule suivante : où : C = 4,85 (sans dimension).
Le respect de la formule (2) pour le positionnement des paliers de soufflante 20a, 20b permet de garantir un positionnement de mode acceptable et une bonne reprise des efforts radiaux et du moment du rotor de soufflante 9, tout en conservant un encombrement axial acceptable des paliers de soufflante 20a, 20b. De plus, un moteur dont la valeur d/R ne respecte pas la formule (2) aura une distance d importante, ce qui impacte la longueur du moteur (en particulier lorsque le moteur comprend un mécanisme de réduction) et donc la masse et la trainée du moteur.
Les paliers de soufflante 20a, 20b comprennent exactement deux paliers, à savoir le palier avant 20a et le palier arrière 20b.
On notera que les formules (1 ) et (2) s’appliquent à tout type de palier. A titre d’exemple, le palier avant 20a et le palier arrière 20b peuvent comprendre chacun un palier à rouleaux coniques ou un palier à billes à contact oblique. En variante, le palier avant 20a peut comprendre un palier à rouleaux et le palier arrière 20b un palier à billes.
On notera ici que l’invention s’applique également dans le cas où les deux paliers de soufflante 20a, 20b forment un palier double (ou duplex) comprenant de deux rangées de roulements qui sont jumelées et peuvent être logés dans une même cage. Les deux rangées de roulement sont donc considérées comme deux paliers distincts, dont les roulements sont séparés par la distance d et dont le rayon moyen R correspond à la moyenne des rayons moyens R20a, R20b mesurés au niveau du centre de gravité de chaque roulement. En effet, dans le cas d’un tel palier double, l’un des roulements assure une reprise des efforts radiaux tandis que l’autre des roulements assure une reprise des efforts axiaux. Un exemple de palier double peut par exemple comprendre une rangée de billes (reprise des efforts radiaux) suivie d’une rangée de rouleaux coniques (reprise des efforts axiaux).
Le respect de la formule (1) et le cas échéant de la formule (2) permet donc de maîtriser le comportement dynamique de l’arbre de soufflante 20, ses modes de déformations étant déplacés en dehors de la plage de fonctionnement du rotor de soufflante 9. Il devient donc possible de supprimer les éventuels amortisseurs de mode de palier (tels que les amortisseurs comprenant un fluide sous pression (« squeeze film » en anglais) ou les cages souples habituellement montées entre la bague externe du palier et un support rigide fixement solidaire d’une partie stator du système propulsif 1 ), en particulier lorsque le système propulsif 1 comprend un mécanisme de réduction 19. En effet, il n’est alors plus nécessaire d’amortir le passage de mode, ce qui permet de réduire l’espace nécessaire à l’intégration des paliers de soufflante 20a, 20b (et le cas échéant du mécanisme de changement de pas 15) sous le rotor de soufflante 9, et par conséquent de diminuer le rapport moyeu-tête du rotor de soufflante 9. Un amortisseur de mode de palier peut cependant être conservé pour réduire des niveaux vibratoires par exemple pour assurer une fonction de réponse à un balourd.
Le rotor de soufflante 9 peut alors présenter un rapport moyeu-tête compris entre 0,22 et 0,32. Dans le cas d’un rotor de soufflante 9 à calage fixe, le rapport moyeu-tête peut être compris entre 0,24 et 0,32. Dans le cas d’un rotor de soufflante 9 à calage variable, le rapport moyeu-tête est de préférence compris entre 0,24 et 0,32 afin de permettre l’intégration du mécanisme de changement de pas 15. Le rapport moyeu-tête correspond au rapport entre le rayon interne Ri et le rayon externe Re du rotor de soufflante 9. Le rayon interne Ri correspond à la distance entre l’axe de rotation X et le point d’intersection entre le bord d’attaque 22 et la surface qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante 9 (et correspond au point de raccordement du bord d’attaque 22 avec la surface aérodynamique d’une plateforme du rotor de soufflante 9). Le rayon externe Re correspond à la distance entre l’axe de rotation X et le point d’intersection entre le bord d’attaque 22 et le sommet 21 des aubes de soufflante (et correspond à la moitié du diamètre Dg du rotor de soufflante 9). Plus le rapport moyeu-tête est faible, plus le rotor de soufflante 9 est performant. Lorsque les paliers de soufflante 20a, 20b sont positionnés de manière à respecter la formule (1) et le cas échéant la formule (2) et que le rapport moyeu-tête du rotor de soufflante 9 est compris entre 0,22 et 0,32, il est possible d’obtenir une section de soufflante 2 est efficace tout en garantissant la possibilité d’intégrer les paliers de soufflante 20a, 20b sous le rotor de soufflante 9 dans la section de soufflante 2, en amont du mécanisme de réduction 19.
Exemple comparatif :
Le moteur 1 est un système propulsif double corps comprenant une section de soufflante 2 carénée correspondant au standard technique actuel (à la date de dépôt de la présente demande) que l’on cherche à améliorer.
Le moteur 2 est un système propulsif 1 double corps comprenant une section de soufflante 2 carénée conforme à l’enseignement de la présente demande dont la section de soufflante comprend des paliers dont la position respecte les formules (1 ) et (2) définies plus haut. Les paliers de soufflante des moteur 1 et 2 comprennent tous deux des paliers à billes à contact oblique, et leur palier avant est dépourvu dépourvus d’amortisseur de mode de palier. Leur arbre basse pression est par ailleurs supporté par exactement un palier en amont de la chambre de combustion et deux paliers en aval de la chambre de combustion. De plus, le palier avant de l’arbre basse pression comprend un amortissement par film de fluide sous pression.
Le rapport d/R du moteur 1 ne respecte pas la formule (1 ). Il en découle que le premier mode de déformation du rotor de soufflante du moteur 1 a lieu à une vitesse de rotation qui très proche de la redline de son rotor de soufflante (107% de la redline). En comparaison, le moteur 2, dont le rapport d/R respecte la formule (1 ), le premier mode de déformation du rotor de soufflante intervient à une vitesse de rotation du rotor de soufflante qui est très supérieure à sa redline. Les charges sous balourd du rotor de soufflante du moteur 1 sont donc plus élevées, ce qui a un impact sur le dimensionnement des structures de la section de soufflante du moteur 1 et sa suspension. Les consommations de jeu de la section de soufflante du moteur 1 sont en outre plus élevées, ce qui réduit sa performance. La section de soufflante du moteur 2 est donc plus efficace de par son plus grand diamètre et ses consommations de jeu plus faibles.
Pour passer du moteur 1 (de référence) au moteur 2 (conforme à la divulgation), le diamètre Dg de la soufflante et le taux de dilution BPR ont été augmentés. L’augmentation du diamètre Dg de la soufflante par rapport au moteur 1 a pour effet d’augmenter la masse du rotor de soufflante et le chargement des paliers de soufflante, de réduire la fréquence des modes de déformation (si le diamètre de l’arbre de soufflante et/ou la distance entre ses paliers ne sont pas augmentés) et d’augmenter les consommations de jeu de la soufflante sous balourd ou sous facteur de charge du moteur 2. Toutefois, cette augmentation du diamètre de soufflante (et du BPR) dans le moteur 2 a permis d’améliorer le rendement propulsif et de conserver une poussée de soufflante comparable compte-tenu de la baisse du rapport de pression de la section de soufflante 2. De plus, la modification du rapport d/R de sorte à respecter la formule (1 ) a permis de maîtriser les charges sous balourd et les consommations de jeu du rotor de soufflante, malgré l’augmentation du diamètre de soufflante.
Par ailleurs, le taux de compression global a en outre été augmenté entre le moteur 1 et le moteur 2, ainsi que la température en entrée de la turbine haute pression 7, ce qui a permis d’augmenter le rendement thermique du système propulsif 1.
Il peut être noté que l’intégration de paliers à contact oblique ou de paliers à rouleaux coniques est favorable dans un moteur. Pour obtenir un moteur respectant les formules (1 ) et (2), le diamètre des roulements du moteur peut être obtenu via leur dimensionnement en respectant les pratiques relatives à leurs facteurs de forme. En effet, les charges s’exerçant sur les roulements sont des efforts axiaux (poussée de la soufflante) et des efforts radiaux (balourd). Le dimensionnement des paliers doit respecter des critères de pression de contact entre l’élément roulant et la bague et des critères de proportionnalité entre les différentes dimensions (notamment diamètre moyen, diamètres des éléments roulants). Le dimensionnement des roulements prend en compte les différentes situations de vie du moteur (charges normales, charges limite, charges ultimes).
La distance d quant à elle peut être obtenue en augmentant par exemple la distance entre la soufflante et le mécanisme de réduction. Cet impact peut être avantageusement réduit via un dimensionnement des paliers permettant leur intégration sous le disque de soufflante et une amélioration de la forme de la liaison (arbre de soufflante) avec le mécanisme de réduction. Les contraintes de conception du mécanisme de réduction imposent une exigence de raideur sur l’arbre de soufflante, qui peut être adaptée en ajustant le positionnement du palier arrière de soufflante en diamètre et en position axiale.
Le cas échéant, la section de soufflante peut être adaptée. Par exemple, si la distance entre les paliers de la soufflante doit être augmentée pour respecter les formules (1 ) et (2), il peut être intéressant de modifier le rapport moyeu-tête du rotor de soufflante afin de placer le palier amont sous le disque de la soufflante et ne pas subir d’augmentation de longueur moteur qui sinon serait nécessaire.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Section de soufflante (2) d’un système propulsif (1 ) aéronautique comprenant :
- un rotor de soufflante (9) comprenant une pluralité d’aubes (14) ;
- un arbre de soufflante (20) configuré pour entrainer le rotor de soufflante (9) autour d’un axe de rotation (X) ;
- des paliers de soufflante (20) configurés pour centrer l’arbre de soufflante (20) par rapport à l’axe de rotation (X), les paliers de soufflante (20) comprenant un palier avant (20a) et un palier arrière (20b) ; les paliers de soufflante (20a, 20b) étant positionnés dans la section de soufflante (2) de sorte à respecter la formule suivante : où : d est une distance axiale entre une projection sur l’axe de rotation (X) d’un centre de gravité (G20a) du palier avant (20a), suivant un axe d’application des efforts du palier avant (20b), et une projection d’un centre de gravité (G2ot>) du palier arrière (20b) sur l’axe de rotation (X), suivant un axe d’application des efforts du palier arrière (20b), en mètres (m) ;
R est un rayon moyen des paliers de soufflante (20a, 20b), en mètres (m) ;
Dg est le diamètre du rotor de soufflante (9) en mètres (m), 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) ; et
A = - 1 ,27 m-1 et B = 4,4.
2. Section de soufflante (2) selon la revendication 1 , dans lequel les paliers de soufflante (20a, 20b) sont également positionnés dans la section de soufflante (2) de sorte à respecter la formule suivante : où C = 4,85.
3. Section de soufflante (2) selon l’une des revendications 1 et 2, dans laquelle le diamètre (Dg) du rotor de soufflante (9) est compris entre 2,159 mètres (m) (85 pouces) et 3,048 mètres (m) (120 pouces) inclus, par exemple égal à 2,286 mètres (m) (90 pouces).
4. Section de soufflante (2) selon l’une des revendications 1 à 3, dans laquelle le palier avant (20a) et le palier arrière (20b) comprennent respectivement :
- des paliers à rouleaux coniques ;
- un palier à rouleaux et un palier à billes;
- deux paliers à billes à contact oblique ; ou
- un pallier double comprenant une rangée de billes et une rangée de rouleaux coniques.
5. Section de soufflante (2) selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel les paliers de soufflante (20) sont dépourvus d’amortisseur de mode de palier.
6. Section de soufflante (2) selon l’une des revendications 1 à 5, présentant en outre un taux de compression 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, de préférence inférieur ou égal à 1 ,30.
7. Section de soufflante (2) selon l’une des revendications 1 à 6, comprenant au moins douze aubes (14) et au plus vingt-quatre aubes (14).
8. Section de soufflante (2) selon l’une des revendications 1 à 7, dans laquelle un rapport moyeu- tête du rotor de soufflante (9) est compris entre 0,22 et 0,32.
9. Système propulsif (1 ) aéronautique comprenant :
- une section de soufflante (2) selon l’une des revendications 1 à 8 ;
- une turbine d’entrainement (8) configurée pour entrainer l’arbre de soufflante (20) en rotation autour de l’axe de rotation (X) ; et
- un mécanisme de réduction couplant l’arbre d’entrainement (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 de l’arbre d’entrainement (11 ).
10. Système propulsif (1 ) selon la revendication 9, dans lequel un taux de dilution du système propulsif (1 ) est supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, de préférence entre 10 et 18 inclus.
11 . Aéronef (100) comprenant au moins un système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 9 et 10 fixé à l’aéronef par l’intermédiaire d’un mât.
12. Procédé de dimensionnement d’une section de soufflante (2) comprenant un rotor de soufflante (9), dans lequel la section de soufflante (2) est dimensionnée de sorte que des paliers de soufflante (20a, 20b) de la section de soufflante (2) sont positionnés dans la section de soufflante de manière à respecter la formule suivante : où : d est une distance axiale entre une projection sur l’axe de rotation (X) d’un centre de gravité (G20a) du palier avant (20a), suivant un axe d’application des efforts du palier avant (20b), et une projection d’un centre de gravité (G2ot>) du palier arrière (20b) sur l’axe de rotation (X), suivant un axe d’application des efforts du palier arrière (20b), en mètres (m) ;
Dg est un diamètre du rotor de soufflante (9) en mètres, 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) ; et
A = - 1 ,27 rrr1 et B = 4,4.
13. Procédé de dimensionnement selon la revendication 12, dans lequel la section de soufflante (2) est en outre dimensionnée de sorte que les paliers de soufflante (20a, 20b) sont positionnés dans la section de soufflante de manière à respecter la formule suivante : où C = 4,85.
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