WO2017085405A1 - Procédé de dimensionnement d'un ensemble propulsif comprenant un moteur principal et un moteur auxiliaire - Google Patents

Procédé de dimensionnement d'un ensemble propulsif comprenant un moteur principal et un moteur auxiliaire Download PDF

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WO2017085405A1
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auxiliary
operating condition
main
propulsion unit
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Pascal Charles Edouard COAT
Jean-François Endy BERSOT
Stéphane ORCEL
Nicolas Jérôme Jean TANTOT
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Safran Aircraft Engines SAS
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    • B64D27/026—Aircraft characterised by the type or position of power plants comprising different types of power plants, e.g. combination of a piston engine and a gas-turbine

Definitions

  • the invention relates to the general field of aircraft, and more particularly to the dimensioning of the engines of such aircraft with a view to improving, among other things, the specific consumption.
  • the invention is applicable in all types of aircraft intended to perform missions with various operating conditions.
  • each phase of flight is associated with a condition of engine operation, including idle (or “idle” in English), takeoff (or “take off” in English), climb (or “climb” in English), the summit of climb (or “top of climb” or “maximum climb” in English) or the cruise (or “cruise” in English).
  • the engine is maintained for a relatively long time (between thirty seconds for take-off and several hours for cruising) at predefined speed spectra, which depend on the engine's redlines (i.e. absolute encountered by the engine operating parameters such as the speed of rotation of the shafts or the temperature of the various hot parts of the engine, during the entire flight).
  • the most restrictive engine operating condition in terms of thrust is usually take-off.
  • the engines for aircraft are dimensioned according to this operating condition in order to guarantee their ability to take off the aircraft.
  • the motors are dimensioned to operate at the maximum temperatures at the inlet and outlet of the combustion chamber during the takeoff phase, so that the efficiency the thermodynamic cycle (and therefore energy) of the engine is optimal during this phase.
  • These inlet and outlet temperatures of the combustion chamber will directly condition the size of the high pressure parts of the engine (high pressure compressor, combustion chamber and high pressure turbine) and their constituent material, so that they are able to provide the thrust required for takeoff of the aircraft.
  • the duration of the take-off phase is very short (between one and five minutes, depending on the type of aircraft and their mission) in front of the other phases of flight.
  • the engine requires a lower thrust and therefore has a thermodynamic efficiency (and therefore energy) less. This is particularly the case of the cruise, which usually lasts at least thirty minutes.
  • the power required by the engine is lower than during takeoff.
  • the reduction of the power of the engine is obtained by reducing the temperature at the outlet of the combustion chamber and therefore at the inlet of the high-pressure turbine of the engine, which implies a reduction in the overall compression ratio.
  • the specific consumption of the engine is greater than its optimum.
  • Engineers therefore seek to find a compromise between the needs of the engine following the different operating conditions and the impact of these constraints in terms of specific consumption, mass, acoustic constraints, etc.
  • An object of the invention is therefore to propose a solution in the field of aircraft propulsion that responds to this problem of reconciliation of operational constraints, such as the ability of the propulsion unit to take off an aircraft, with objectives of increasingly fuel consumption, typical of civil commercial aviation.
  • the invention proposes a method of dimensioning a propulsion unit for an aircraft, said propulsion unit being configured to operate at at least two distinct operating conditions and comprising:
  • At least one main motor configured to provide a main thrust
  • auxiliary motor separate from the main engine and configured to provide auxiliary thrust, during the take-off phase and up to the climbing summit, the sizing process being characterized in that it comprises the following steps:
  • the first and the second distribution between the main thrust and the secondary thrust are determined within 2% of the following operating ranges: the auxiliary thrust is involved at the most 45% of the first thrust for the first condition of operation and the main thrust participates in 100% of the second thrust for the second condition of operation; or the auxiliary thrust contributes 45% to 48% of the first thrust for the first operating condition and 0% to 20% of the second thrust for the second operating condition; or the auxiliary thrust contributes 48% to 55% of the first thrust for the first operating condition and 20% to 35% of the second thrust for the second operating condition; or the auxiliary thrust contributes 55% to 63% of the first thrust for the first operating condition and 35% to 50% of the second thrust for the second thrust operating condition; or the auxiliary thrust contributes 63% to 70% of the first thrust for the first operating condition and 50% to 60% of the second thrust for the second operating condition;
  • the first and the second distribution between the main thrust and the secondary thrust are determined within 2% of the following operating ranges: the auxiliary thrust is involved in the amount of 38% to 42% of the first thrust for the first condition of operation and the main thrust participates in 100% of the second thrust for the second condition of operation; or the auxiliary thrust contributes 47% to 49% of the first thrust for the first operating condition and 18% to 21% of the second thrust for the second operating condition; or the auxiliary thrust contributes 52% to 55% of the first thrust for the first operating condition and 33% to 36% of the second thrust for the second operating condition; or the auxiliary thrust contributes 60% to 63% of the first thrust for the first operating condition and 49% to 52% of the second thrust for the second operating condition,
  • the invention also proposes a propulsion unit for an aircraft configured to operate at at least a first and a second operating condition. distinct and including:
  • At least one main motor configured to provide a main thrust
  • auxiliary motor distinct from the main motor and configured to provide auxiliary thrust
  • said propulsion assembly being dimensioned according to a sizing method as described above, so that the main thrust of the main engine during the first operating condition corresponds to the maximum thrust likely to be attained by the main engine irrespective of the operating condition.
  • the main engine comprises one or more turbojet engines or one and / or several turboprops,
  • the auxiliary engine comprises one or more turbojet engines and / or one or more turboprop engines and / or one or more electric motor propellant effectors, and / or
  • the auxiliary motor is retractable.
  • the invention proposes an aircraft comprising a propulsion unit as described above.
  • the aircraft may comprise at least two auxiliary engines, the thrust of said auxiliary engines participating to 100% of the auxiliary thrust.
  • FIG. 1 is a graph illustrating examples of sizing points for operating conditions corresponding to the take-off and the climbing apex of a propulsion unit according to the invention, in which the ordinate axis represents the percentage of the thrust total of the propulsion unit produced by the main engine at takeoff and the x-axis represents the percentage of the total thrust of the propulsion unit produced by the auxiliary engine of the propulsion unit at the climb summit,
  • FIG. 2 illustrates an exemplary embodiment of an aircraft that may comprise a propulsion unit according to the invention
  • FIG. 3 is a flowchart illustrating steps of an exemplary method of dimensioning a propulsion assembly according to the invention.
  • the invention proposes to release the main engine 3 from the constraint of being able to provide sufficient thrust to make the aircraft take off. 1 and to add to the propulsion unit 2 an auxiliary engine 4, separate from the main engine 3, to compensate for the loss of thrust related to this modification of the main engine 3. It then becomes possible to size the main engine 3 in significantly improving its specific consumption in flight phases having a significant duration, such as cruising, while ensuring that the propulsion unit 2 is capable of taking off the aircraft 1.
  • the propulsion unit 2 is configured to operate at at least two different operating conditions and comprises at least one main engine 3 and an auxiliary engine 4. These two engines contribute to the total thrust delivered by the propulsion unit, in different thrust proportions depending on the flight phase.
  • main engine means here and throughout the present text a motor configured to provide thrust during all the different phases of flight and in particular to provide during the cruise phase a thrust that contributes primarily to the total thrust .
  • Auxiliary engine means a motor that assists the main engine by providing auxiliary thrust during certain phases of flight (during the take off and up to the summit of climb, in particular).
  • the auxiliary engine is cut during flight phases requiring less total thrust, such as the cruise phase; during these phases, it can also operate at low speed or at low thrust.
  • This propulsion unit 2 is dimensioned according to the following steps:
  • step S1 for a first operating condition corresponding to a first thrust of the propulsion unit 2, determining (step S1) a first distribution between the main thrust and the auxiliary thrust to obtain said first thrust, the auxiliary thrust participating in at least 5% and not more than 65% of the first push,
  • step S2 for a second operating condition corresponding to a second thrust of the propulsion unit 2 and according to the first distribution determined for the first operating condition, determining (step S2) a second distribution between the main thrust and the thrust auxiliary to obtain said second thrust, the auxiliary thrust participating in at most 70% of the second thrust, and
  • step S3 said propulsion unit 2 so that the main thrust of the main engine 3 determined for the first operating condition corresponds to the maximum thrust likely to be achieved by the main engine 3 regardless of the condition of operation.
  • the auxiliary motor 4 may provide continuous thrust between the first and second operating condition, or alternatively be stopped during at least one of said operating conditions.
  • the first operating condition of the propulsion unit 2 corresponds to take-off, while that the second operating condition corresponds to the climb summit.
  • the takeoff corresponds to a rotation speed of the low pressure shaft of between 2500 and 3000 rpm
  • the climbing top corresponds to a rotational speed of the low pressure shaft of between 3000 rpm and 3500 rpm.
  • the propulsion unit 2 may have additional operating conditions, such as, among other things, cruising, idling (on the ground and in flight), etc.
  • FIG. 1 is a graph illustrating, on the ordinate axis, the share (percentage) of the total thrust of the propulsion unit 2 produced by a main engine 3 at takeoff and, on the abscissa axis, the share (percentage) of this total thrust achieved by the auxiliary engine 4 at the summit of rise.
  • the set of points present on the curve represented correspond to possible sizing points for the propulsion unit 2 and making it possible to improve the specific consumption of said assembly 2.
  • FIG. 1 illustrates thrust ratios at the maximum sizing conditions but does not prejudge in any way the manner in which the main 3 and auxiliary 4 engines will be used later. Indeed, once the main motor 3 and the auxiliary motor 4 of the propulsion unit 2 sized, it is possible to use these engines 3, 4 at thrusts less than these maximum thrusts.
  • the choice of a point on the curve, and therefore the dimensioning of a given propulsion unit 2 can be determined according to the type of aircraft 1 and the type of mission associated (short, medium, long haul, etc.).
  • the share of the auxiliary thrust in the second distribution is preferably greater than in the case of an aircraft 1 configured to perform a mission of the type short-haul.
  • the cruising flight time is shorter on a short-haul than on a long haul, so it may be preferable to improve the thermodynamic efficiency of the propulsion unit 2 at the summit of climb and limiting the size and weight of the auxiliary engine 4 rather than improving its thermodynamic efficiency cruising and increase the size and weight of the auxiliary motor 4.
  • the distribution shares of the thrust during a given operating condition provided by the main motor 3 and the auxiliary motor 4 are indicated to within 2%, this tolerance corresponding to the possible variations in the choice of the gear ratio.
  • the compression ratio of the blower of the main motor 3 may be between 1.2 and 1.7, preferably between 1.3 and 1.6, for example the order of 1.45 to 1.5.
  • the compression ratio of the blower is determined here when the main engine 3 is stationary in a standard atmosphere (as defined by the manual of the International Civil Aviation Organization (ICAO), Doc 7488/3, 3rd edition) and at sea level.
  • IAO International Civil Aviation Organization
  • the propulsion unit 2 can be dimensioned so that the thrust provided by said propulsion unit 2 during the take-off operating condition is obtained up to at most 45% by the auxiliary motor 4, the complement being provided by the main motor 3, while only the main motor 3 provides the necessary thrust during the climb summit operating condition.
  • This configuration corresponds to the section of the curve extending between points A (corresponding to 95% main thrust, 5% auxiliary thrust at take-off and 100% main thrust at climb summit) and B (corresponding to 58% main thrust, 42% auxiliary thrust at take-off and 100% thrust principal at the summit of rise) of the curve illustrated in FIG.
  • the auxiliary engine 4 therefore only takes part in the thrust during the take-off operating condition.
  • Such a dimensioning of the propulsion unit 2 makes it possible to improve the specific consumption of the main engine 3 in comparison with a conventional engine (that is to say a motor sized from the take-off operating condition and which is devoid of auxiliary engine), especially in the operating conditions of the ascent summit and cruising, insofar as the main engine 3 is dimensioned from a main thrust maximum (take-off) which is lower.
  • a conventional engine that is to say a motor sized from the take-off operating condition and which is devoid of auxiliary engine
  • the propulsion unit 2 can be dimensioned so that the thrust provided by said propulsion unit 2 is obtained at the level of 45% to 48% by the auxiliary engine 4 during the take-off operating condition and at a level of 0%. at 20% during the climb crown operating condition, the complement in each operating condition being provided by the main engine 3.
  • This configuration corresponds to the section extending between points B and C (corresponding to 52% of main thrust) and 48% of auxiliary thrust at takeoff, and 80% of main thrust and 20% of auxiliary thrust at the summit of climb) of the curve illustrated in Figure 1.
  • the auxiliary engine 4 therefore participates in the thrust both during the take-off operating condition and during the climb summit operating condition.
  • the propulsion unit 2 can be dimensioned so that the thrust provided by said propulsion unit 2 is obtained at a height from 48% to 55% by the auxiliary engine 4 during the take-off operating condition and up to 20% to 35% during the climb-top operating condition, the complement in each operating condition being provided by the main engine 3.
  • This configuration corresponds to the section extending between points C and D (corresponding to 45% of main thrust and 55% of auxiliary thrust at take-off, and 65% of main thrust and 35% of auxiliary thrust at the summit of climb) of the curve illustrated in FIG.
  • the auxiliary engine 4 therefore participates in the thrust both during the take-off operating condition and during the climb summit operating condition.
  • the propulsion unit 2 can be dimensioned so that the thrust provided by said propulsion unit 2 is obtained at 55% and 63% by the auxiliary engine 4 during the take-off operating condition and up to 35% at 50% during the climb summit operating condition, the complement in each operating condition being provided by the main engine 3.
  • This configuration corresponds to the section extending between points D and E (corresponding to 37% of main thrust) and 63% of auxiliary thrust at takeoff, and 50% of main thrust and 50% of auxiliary thrust at the summit of climb) of the curve illustrated in Figure 1.
  • the auxiliary engine 4 therefore participates in the thrust both during the take-off operating condition and during the climb summit operating condition.
  • the propulsion unit 2 can be dimensioned so that the thrust provided by said propulsion unit 2 is obtained 63% and 70% by the auxiliary engine 4 during the take-off operating condition and up to 50% at 60% during the climb summit operating condition, the complement in each operating condition being provided by the main engine 3.
  • This configuration corresponds to the section extending between points E and F (corresponding to 30% main thrust and 70% auxiliary thrust at take-off, and 40% main thrust and 60% auxiliary thrust at the summit of climb). curve shown in Figure 1.
  • the auxiliary engine 4 therefore participates in the thrust both during the take-off operating condition and during the climb summit operating condition.
  • the propulsion unit 2 can be dimensioned so that, during the take-off operating condition, the thrust provided by the propulsion unit 2 is obtained by 38% to 42% by the auxiliary motor. 4 during the take-off operating condition (complement being provided by the main engine 3) and 100% by the main engine 3 during the up-hill operation condition.
  • thermodynamic cycle of the main engine 3 is optimized at the summit of rise, which allows to improve its specific consumption in comparison with a conventional engine, especially in the operating conditions of summit of rise and cruise, without however require a large auxiliary motor 4, thus reducing the size of the propulsion unit 2 and the overload resulting from the addition of an auxiliary motor 4.
  • the propulsion unit 2 can be sized so that the thrust provided by the propulsion unit 2 is obtained at 47% to 49% by the auxiliary motor 4 during the take-off operating condition and from 18% to 21% by the auxiliary motor 4 during the up-hill operating condition, the rest of the thrust being provided by the main motor 3.
  • This second embodiment is particularly suitable for aircraft 1 having a mission of short-haul to medium-haul type. Indeed, the thermodynamic cycle of the main engine 3 is improved at the climbing summit and optimized at the point of maximum corrected rotational speed of the fan (N1 K), which corresponds to an intermediate operating condition between the vertex operating condition. climb and cruise operating condition which is representative of the average use of the aircraft on this type of mission.
  • the specific consumption of a propulsion unit 2 sized according to this embodiment is further reduced compared to that of the propulsion unit 2 according to the first embodiment.
  • the diameter of the auxiliary motor 4 is on the other hand larger.
  • the propulsion unit 2 can be sized so that the thrust provided by the propulsion unit 2 is obtained at the level of 52% to 55% by the auxiliary motor 4 during the take-off operating condition and from 33% to 36% by the auxiliary motor 4 during the up-hill operation condition, the rest of the thrust being provided by the main motor 3.
  • thermodynamic cycle of the main engine 3 is improved at the climb summit, and optimized at the point of rotation speed of the fan corresponding to 95% of its maximum corrected speed, which corresponds to a cruising start operating condition of average duration, representative of the average use of the aircraft on this type of mission.
  • the specific consumption of a propulsion unit 2 dimensioned in accordance with this third embodiment is further reduced compared with that of the propulsion unit 2 according to FIG. second embodiment.
  • the diameter of the auxiliary motor 4 is on the other hand larger.
  • the propulsion unit 2 may be dimensioned so that the thrust provided by the propulsion unit 2 is obtained by the auxiliary motor 4 by 60% to 63% during the take-off operating condition and from 49% to 52% during the climb summit operating condition, the rest of the thrust being provided by the main engine 3.
  • thermodynamic cycle of the main engine 3 is improved at the climbing summit, and optimized at the rotational speed of the fan corresponding to 90% of its maximum corrected speed, which corresponds to a cruising environment operating condition of long term, representative of the average use of the aircraft on this type of mission.
  • the specific consumption of a propulsion unit 2 sized according to this fourth embodiment is further reduced compared to that of the propulsion unit 2 according to the third embodiment.
  • the diameter of the auxiliary motor 4 is on the other hand larger.
  • the propulsion unit 2 may comprise one or more main engines 3 and one or more auxiliary engines 4.
  • the main engine (s) 3 then participate together in the supply of the main thrust, while the auxiliary engine (s) 4 participate together in the provision of auxiliary thrust.
  • the main engine (s) 3 may comprise one or more turbojet engines and / or one or more turboprop engines, said main engines 3 possibly comprising at least one ducted or non-streamlined fan / propeller.
  • the auxiliary engine (s) 4 may comprise one or more turbojet engines and / or one or more turboprop engines and / or one or more electric motor propellant effectors. If necessary, the auxiliary engine (s) 4 may be retractable, that is to say that their position may be modified during certain phases of the flight of the aircraft 1 in order to minimize their drag.
  • the auxiliary engines 4 can be retracted by being tucked into a specific wedge formed in the wings of the aircraft 1.
  • the propulsion unit 2 may comprise a main engine 3 and two auxiliary engines 4.
  • the auxiliary engines 4 may for example be fixed under the wings of an aircraft 1 while the main engine 3 may be placed at the rear of the fuselage of the aircraft 1, as illustrated in FIG. 2.
  • the propulsion unit 2 may comprise a turbofan propeller unsheathed and two auxiliary engines 4 each comprising one or more propulsive effectors (such as a blower) driven by an electric motor.
  • a turbofan propeller unsheathed and two auxiliary engines 4 each comprising one or more propulsive effectors (such as a blower) driven by an electric motor.

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Abstract

L'invention concerne le dimensionnement (S) d'un ensemble propulsif (2) comprenant un moteur principal (3) fournissant une poussée principale assisté d'un moteur auxiliaire (4) fournissant une poussée auxiliaire, conformément aux étapes suivantes : (i) déterminer (S1 ) une répartition entre la poussée principale et la poussée auxiliaire pour obtenir la poussée de décollage de l'ensemble propulsif, la poussée auxiliaire participant à hauteur de 5% à 65% de la poussée de décollage, (ii) en fonction de la répartition déterminée pour la condition de décollage, déterminer (S2) une répartition entre la poussée principale et la poussée auxiliaire pour obtenir la poussée de sommet de montée de l'ensemble propulsif, la poussée auxiliaire participant à hauteur d'au plus 70% de la poussée de sommet de montée, et (iii) dimensionner (S3) l'ensemble propulsif (2) de sorte que la poussée principale du moteur principal (3) déterminée pour la condition de décollage corresponde à la poussée maximale susceptible d'être atteinte par le moteur principal (3).

Description

Procédé de dimensionnement d'un ensemble propulsif comprenant un moteur principal et un moteur auxiliaire
DOMAINE DE L'INVENTION
L'invention concerne le domaine général des aéronefs, et plus particulièrement du dimensionnement des moteurs de tels aéronefs en vue d'en améliorer, entre autres, la consommation spécifique. L'invention trouve application dans tous les types d'aéronefs destinés à réaliser des missions comportant des conditions de fonctionnement diverses.
ARRIERE-PLAN TECHNOLOGIQUE
En fonctionnement, un moteur donné est sollicité différemment selon les phases de vol de l'aéronef. En effet, à chaque phase de vol est associée une condition de fonctionnement du moteur, dont le ralenti au sol (ou « idle » en anglais), le décollage (ou « take off » en anglais), la montée (ou « climb » en anglais), le sommet de montée (ou « top of climb » ou « maximum climb » en anglais) ou encore la croisière (ou « cruise » en anglais). Pendant les conditions de fonctionnement précitées, le moteur est maintenu pendant un temps relativement long (entre une trentaine de secondes pour le décollage et plusieurs heures pour la croisière) à des spectres de vitesse prédéfinis, qui dépendent des redlines du moteur (à savoir les maxima absolus rencontrés par les paramètres d'opération du moteur tels que le régime de rotation des arbres ou la température des différentes parties chaudes du moteur, durant tout le vol).
La condition de fonctionnement du moteur la plus contraignante en termes de poussée est généralement le décollage. C'est pourquoi, habituellement, les moteurs pour aéronefs sont dimensionnés en fonction de cette condition de fonctionnement afin de garantir leur capacité à faire décoller l'aéronef. Pour cela, les moteurs sont dimensionnés de manière à fonctionner aux températures maximales en entrée et en sortie de la chambre de combustion pendant la phase de décollage, afin que l'efficacité du cycle thermodynamique (et donc énergétique) du moteur soit optimale pendant cette phase. Ces températures d'entrée et de sortie de la chambre de combustion vont directement conditionner la taille des parties haute pression du moteur (compresseur haute pression, chambre de combustion et turbine haute pression) ainsi que leur matériau constitutif, afin qu'ils soient capables de fournir la poussée nécessaire au décollage de l'aéronef.
Toutefois, la durée de la phase de décollage est très courte (entre une et cinq minutes environ, selon les types d'aéronef et leur mission) devant les autres phases de vol. Il en résulte que, pendant la majeure partie du vol, le moteur nécessite une plus faible poussée et présente donc une efficacité thermodynamique (et donc énergétique) moindre. C'est notamment le cas de la croisière, qui dure généralement au moins une trentaine de minutes. En effet, pendant la croisière, la puissance requise par le moteur est plus faible que pendant le décollage. Or, la diminution de la puissance du moteur est obtenue en réduisant la température en sortie de la chambre de combustion et donc en entrée de la turbine haute pression du moteur, ce qui implique une réduction du rapport global de compression. Il en résulte que pendant cette phase de vol, la consommation spécifique du moteur est plus importante que son optimum.
Or, actuellement, afin de respecter les contraintes réglementaires croissantes (en termes d'acoustique et d'émission de polluants notamment) et de réduire les coûts de fonctionnement des moteurs, notamment liés à leur consommation spécifique, les motoristes ont tendance à augmenter la température en entrée et en sortie des chambres de combustion afin de réduire la taille du corps haute pression des moteurs et d'augmenter la taille du corps basse pression tout en maintenant des diamètres de soufflante acceptables pour les avionneurs. Une telle augmentation de la température en entrée et en sortie de la chambre de combustion permet en effet d'améliorer l'efficacité du cycle thermodynamique des moteurs, dans la mesure où le rapport global de compression et la température en entrée de la turbine haute pression augmentent. Cela améliore effectivement l'efficacité thermodynamique en phase de décollage, qui est la phase dimensionnante. Toutefois, l'efficacité thermodynamique dans les autres phases de vol n'est pas optimale, notamment en régime de croisière.
Les motoristes cherchent donc à trouver un compromis entre les besoins du moteur suivants les différentes conditions de fonctionnement et l'impact de ces contraintes en termes de consommation spécifique, de masse, de contraintes acoustiques, etc.
RESUME DE L'INVENTION
Un objectif de l'invention est donc de proposer une solution dans le domaine de la propulsion des aéronefs qui réponde à cette problématique de conciliation des contraintes opérationnelles, telle que la capacité de l'ensemble propulsif à faire décoller un aéronef, avec des objectifs de consommation de carburant ambitieux, typiques de l'aviation commerciale civile.
Pour cela, l'invention propose un procédé de dimensionnement d'un ensemble propulsif pour un aéronef, ledit ensemble propulsif étant configuré pour fonctionner à au moins deux conditions de fonctionnement distinctes et comprenant :
- au moins un moteur principal, configuré pour fournir une poussée principale, et
- au moins un moteur auxiliaire, distinct du moteur principal et configuré pour fournir une poussée auxiliaire, lors de la phase de décollage et jusqu'au sommet de montée, le procédé de dimensionnement étant caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes :
(i) pour une première condition de fonctionnement correspondant à la phase de décollage et à une première poussée de l'ensemble propulsif, déterminer une première répartition entre la poussée principale et la poussée auxiliaire pour obtenir ladite première poussée, la poussée auxiliaire participant à au moins 5% et au plus 65% de la première poussée,
(ii) pour une deuxième condition de fonctionnement correspondant au sommet de montée et à une deuxième poussée de l'ensemble propulsif, déterminer une deuxième répartition entre la poussée principale et la poussée auxiliaire pour obtenir ladite deuxième poussée, cette deuxième répartition étant fonction de la première répartition déterminée, la poussée auxiliaire participant à au plus 70% de la deuxième poussée, et
(iii) dimensionner ledit ensemble propulsif de sorte que la poussée principale du moteur principal déterminée pour la première condition de fonctionnement corresponde à la poussée maximale susceptible d'être atteinte par le moteur principal quelle que soit la condition de fonctionnement de l'ensemble propulsif. Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du procédé de dimensionnement décrit ci-dessus sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison :
- la première et la deuxième répartition entre la poussée principale et la poussée secondaire sont déterminées, à 2% près, parmi les plages de fonctionnement suivantes : la poussée auxiliaire participe à hauteur d'au plus 45% de la première poussée pour la première condition de fonctionnement et la poussée principale participe à hauteur de 100% de la deuxième poussée pour la deuxième condition de fonctionnement ; ou la poussée auxiliaire participe à hauteur de 45% à 48% de la première poussée pour la première condition de fonctionnement et à hauteur de 0% à 20% de la deuxième poussée pour la deuxième condition de fonctionnement ; ou la poussée auxiliaire participe à hauteur de 48% à 55% de la première poussée pour la première condition de fonctionnement et à hauteur de 20% à 35% de la deuxième poussée pour la deuxième condition de fonctionnement ; ou la poussée auxiliaire participe à hauteur de 55% à 63% de la première poussée pour la première condition de fonctionnement et à hauteur de 35% à 50% de la deuxième poussée pour la deuxième condition de fonctionnement ; ou la poussée auxiliaire participe à hauteur de 63% à 70% de la première poussée pour la première condition de fonctionnement et à hauteur de 50% à 60% de la deuxième poussée pour la deuxième condition de fonctionnement ;
- la première et la deuxième répartition entre la poussée principale et la poussée secondaire sont déterminées, à 2% près, parmi les plages de fonctionnement suivantes : la poussée auxiliaire participe à hauteur de 38% à 42% de la première poussée pour la première condition de fonctionnement et la poussée principale participe à hauteur de 100% de la deuxième poussée pour la deuxième condition de fonctionnement ; ou la poussée auxiliaire participe à hauteur de 47% à 49% de la première poussée pour la première condition de fonctionnement et à hauteur de 18% à 21 % de la deuxième poussée pour la deuxième condition de fonctionnement ; ou la poussée auxiliaire participe à hauteur de 52% à 55% de la première poussée pour la première condition de fonctionnement et à hauteur de 33% à 36% de la deuxième poussée pour la deuxième condition de fonctionnement ; ou la poussée auxiliaire participe à hauteur de 60% à 63% de la première poussée pour la première condition de fonctionnement et à hauteur de 49% à 52% de la deuxième poussée pour la deuxième condition de fonctionnement,
- la première condition de fonctionnement correspond au décollage et la deuxième condition de fonctionnement correspond au sommet de montée, Selon un deuxième aspect, l'invention propose également ensemble propulsif pour un aéronef configuré pour fonctionner à au moins une première et une deuxième condition de fonctionnement distincts et comprenant :
- au moins un moteur principal, configuré pour fournir une poussée principale, et
- au moins un moteur auxiliaire, distinct du moteur principal et configuré pour fournir une poussée auxiliaire, ledit ensemble propulsif étant dimensionné conformément à un procédé de dimensionnement comme décrit ci-dessus, de sorte que la poussée principale du moteur principal pendant la première condition de fonctionnement correspond à la poussée maximale susceptible d'être atteinte par le moteur principal quelle que soit la condition de fonctionnement.
Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives de l'ensemble propulsif décrit ci-dessus sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison :
- le moteur principal comprend un ou plusieurs turboréacteurs ou un et/ou plusieurs turbopropulseurs,
- le moteur auxiliaire comprend un ou plusieurs turboréacteurs et/ou un ou plusieurs turbopropulseurs et/ou un ou plusieurs effecteurs propulsifs à moteurs électriques, et/ou
- le moteur auxiliaire est escamotable.
Selon un troisième aspect, l'invention propose un aéronef comprenant un ensemble propulsif comme décrit ci-dessus.
Optionnellement, l'aéronef peut comprendre au moins deux moteurs auxiliaires, la poussée desdits moteurs auxiliaires participant à hauteur de 100% de la poussée auxiliaire.
BREVE DESCRIPTION DES DESSINS
D'autres caractéristiques, buts et avantages de la présente invention apparaîtront mieux à la lecture de la description détaillée qui va suivre, et au regard des dessins annexés donnés à titre d'exemples non limitatifs et sur lesquels :
La figure 1 est un graphique illustrant des exemples de points de dimensionnement pour des conditions de fonctionnement correspondant au décollage et au sommet de montée d'un ensemble propulsif conforme à l'invention, dans lequel l'axe des ordonnées représente le pourcentage de la poussée totale de l'ensemble propulsif réalisée par le moteur principal au décollage et l'axe des abscisses représente le pourcentage de la poussée totale de l'ensemble propulsif réalisée par le moteur auxiliaire de l'ensemble propulsif au sommet de montée,
La figure 2 illustre un exemple de réalisation d'un aéronef pouvant comprendre un ensemble propulsif conforme à l'invention, et
La figure 3 est un organigramme illustrant des étapes d'un exemple de procédé de dimensionnement d'un ensemble propulsif conforme à l'invention. DESCRIPTION DETAILLEE D'UN MODE DE REALISATION
Afin d'améliorer la consommation spécifique d'un ensemble propulsif 2 pour un aéronef 1 comprenant un moteur principal 3, l'invention propose de libérer le moteur principal 3 de la contrainte d'être capable de fournir une poussée suffisante pour faire décoller l'aéronef 1 et d'ajouter à l'ensemble propulsif 2 un moteur auxiliaire 4, distinct du moteur principal 3, afin de compenser la perte de poussée liée à cette modification du moteur principal 3. Il devient alors possible de dimensionner le moteur principal 3 en améliorant significativement sa consommation spécifique dans les phases de vol ayant une durée importante, comme la croisière, tout en garantissant que l'ensemble propulsif 2 est capable de faire décoller l'aéronef 1 .
Pour cela, l'ensemble propulsif 2 est configuré pour fonctionner à au moins deux conditions de fonctionnement distinctes et comprend au moins un moteur principal 3 et un moteur auxiliaire 4. Ces deux moteurs contribuent à la poussée totale délivrée par l'ensemble propulsif, dans des proportions de poussée différentes selon les phases de vol. Par moteur principal, on entend ici et dans tout le présent texte un moteur configuré pour fournir une poussée pendant l'ensemble des différentes phases de vol et en particulier pour fournir pendant la phase de croisière une poussée qui contribue de manière principale à la poussée totale. Par moteur auxiliaire, on entend un moteur qui assiste le moteur principal en fournissant une poussée auxiliaire pendant certaines phases de vol (pendant la phase de décollage et jusqu'au sommet de montée, notamment). De manière préférentielle, le moteur auxiliaire est coupé pendant les phases de vol nécessitant une poussée totale moins importante, comme la phase de croisière ; il peut également, pendant ces phases, fonctionner au ralenti ou à faible poussée.
Cet ensemble propulsif 2 est dimensionné conformément aux étapes suivantes :
(i) pour une première condition de fonctionnement correspondant à une première poussée de l'ensemble propulsif 2, déterminer (étape S1 ) une première répartition entre la poussée principale et la poussée auxiliaire pour obtenir ladite première poussée, la poussée auxiliaire participant à au moins 5% et au plus 65% de la première poussée,
(ii) pour une deuxième condition de fonctionnement correspondant à une deuxième poussée de l'ensemble propulsif 2 et en fonction de la première répartition déterminée pour la première condition de fonctionnement, déterminer (étape S2) une deuxième répartition entre la poussée principale et la poussée auxiliaire pour obtenir ladite deuxième poussée, la poussée auxiliaire participant à au plus 70% de la deuxième poussée, et
(iii) dimensionner (étape S3) ledit ensemble propulsif 2 de sorte que la poussée principale du moteur principal 3 déterminée pour la première condition de fonctionnement corresponde à la poussée maximale susceptible d'être atteinte par le moteur principal 3 quelle que soit la condition de fonctionnement.
Le moteur auxiliaire 4 peut fournir une poussée de manière continue entre la première et la deuxième condition de fonctionnement, ou en variante être arrêté pendant l'une au moins desdites conditions de fonctionnement.
Dans la suite de cette description, la première condition de fonctionnement de l'ensemble propulsif 2 correspond au décollage tandis que la deuxième condition de fonctionnement correspond au sommet de montée. Typiquement, pour un moteur ayant une redline de vitesse de rotation des parties basse pression comprise entre 3000 tr/min (tours par minute) et 4000 tr/min, le décollage correspond à une vitesse de rotation de l'arbre basse pression comprise entre 2500 et 3000 tr/min, tandis que le sommet de montée correspond à une vitesse de rotation de l'arbre basse pression comprise entre 3000 tr/min et 3500 tr/min. Par ailleurs, l'ensemble propulsif 2 peut présenter des conditions de fonctionnement supplémentaires, telles que, entre autres, la croisière, le ralenti (au sol et en vol), etc.
Le choix de ces conditions de fonctionnement pour le dimensionnement de l'ensemble propulsif n'est cependant pas limitatif, le procédé de l'invention pouvant être appliqué à un ensemble propulsif 2 sur la base d'autres conditions de fonctionnement dudit ensemble propulsif 2.
La figure 1 est un graphique illustrant, sur l'axe des ordonnées, la quote-part (pourcentage) de la poussée totale de l'ensemble propulsif 2 réalisée par un moteur principal 3 au décollage et, sur l'axe des abscisses, la quote-part (pourcentage) de cette poussée totale réalisée par le moteur auxiliaire 4 au sommet de montée. L'ensemble des points présents sur la courbe représentée correspondent à des points de dimensionnement possibles pour l'ensemble propulsif 2 et permettant d'améliorer la consommation spécifique dudit ensemble 2.
On notera que la figure 1 illustre des rapports de poussées aux conditions maximales de dimensionnement mais ne préjuge aucunement de la manière dont les moteurs principaux 3 et auxiliaires 4 seront utilisés ultérieurement. En effet, une fois le moteur principal 3 et le moteur auxiliaire 4 de l'ensemble propulsif 2 dimensionnés, il est possible d'utiliser ces moteurs 3, 4 à des poussées inférieures à ces poussées maximales.
Le choix d'un point sur la courbe, et donc le dimensionnement d'un ensemble propulsif 2 donné, peut être déterminé en fonction du type d'aéronef 1 et du type de mission associée (court, moyen, long courrier, etc.). Typiquement, pour un aéronef 1 configuré pour effectuer une mission du type long-courrier, la quote-part de la poussée auxiliaire dans la deuxième répartition est de préférence plus importante que dans le cas d'un aéronef 1 configuré pour effectuer une mission du type court-courrier. En effet, le temps de vol en croisière est plus court sur un court-courrier que sur un long-courrier, de sorte qu'il peut être préférable d'améliorer le rendement thermodynamique de l'ensemble propulsif 2 au sommet de montée et de limiter l'encombrement et le poids du moteur auxiliaire 4 plutôt que d'améliorer son rendement thermodynamique en croisière et d'augmenter l'encombrement et le poids du moteur auxiliaire 4.
Dans ce qui suit, les quotes-parts de répartition de la poussée pendant une condition de fonctionnement donnée fournies par le moteur principal 3 et le moteur auxiliaire 4 sont indiquées à 2% près, cette tolérance correspondant aux variations possibles pour le choix du rapport de compression de dimensionnement de la soufflante du moteur principal 3. Typiquement, le rapport de compression de la soufflante du moteur principal 3 peut être compris entre 1 .2 et 1 .7, de préférence entre 1 .3 et 1 .6, par exemple de l'ordre de 1 .45 à 1 .5.
On notera que le rapport de compression de la soufflante est déterminé ici lorsque le moteur principal 3 est stationnaire 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.
L'ensemble propulsif 2 peut être dimensionné de sorte que la poussée fournie par ledit ensemble propulsif 2 pendant la condition de fonctionnement de décollage est obtenue à hauteur d'au plus 45% par le moteur auxiliaire 4, le complément étant apporté par le moteur principal 3, tandis que seul le moteur principal 3 fournit la poussée nécessaire pendant la condition de fonctionnement de sommet de montée. Cette configuration correspond au tronçon de la courbe s'étendant entre les points A (correspondant à 95% de poussée principale, 5% de poussée auxiliaire au décollage et 100% de poussée principale en sommet de montée) et B (correspondant à 58% de poussée principale, 42% de poussée auxiliaire au décollage et 100% de poussée principale en sommet de montée) de la courbe illustrée en figure 1 .
Dans cette configuration, le moteur auxiliaire 4 ne participe donc à la poussée que pendant la condition de fonctionnement de décollage.
Un tel dimensionnement de l'ensemble propulsif 2 permet d'améliorer la consommation spécifique du moteur principal 3 en comparaison avec un moteur conventionnel (c'est-à-dire un moteur dimensionné à partir du condition de fonctionnement de décollage et qui est dépourvu de moteur auxiliaire), notamment dans les conditions de fonctionnement de sommet de montée et de croisière, dans la mesure où le moteur principal 3 est dimensionné à partir d'une poussée principale maximale (au décollage) qui est plus faible.
En variante, l'ensemble propulsif 2 peut être dimensionné de sorte que la poussée fournie par ledit ensemble propulsif 2 est obtenue à hauteur de 45% à 48% par le moteur auxiliaire 4 pendant la condition de fonctionnement de décollage et à hauteur de 0% à 20% pendant la condition de fonctionnement de sommet de montée, le complément dans chaque condition de fonctionnement étant apporté par le moteur principal 3. Cette configuration correspond au tronçon s'étendant entre les points B et C (correspondant à 52% de poussée principale et 48% de poussée auxiliaire au décollage, et 80% de poussée principale et 20% de poussée auxiliaire en sommet de montée) de la courbe illustrée en figure 1 .
Dans cette configuration, le moteur auxiliaire 4 participe donc à la poussée à la fois pendant la condition de fonctionnement de décollage et pendant la condition de fonctionnement de sommet de montée.
En variante, l'ensemble propulsif 2 peut être dimensionné de sorte que la poussée fournie par ledit ensemble propulsif 2 est obtenue à hauteur de 48% à 55% par le moteur auxiliaire 4 pendant la condition de fonctionnement de décollage et à hauteur de 20% à 35% pendant la condition de fonctionnement de sommet de montée, le complément dans chaque condition de fonctionnement étant apporté par le moteur principal 3. Cette configuration correspond au tronçon s'étendant entre les points C et D (correspondant à 45% de poussée principale et 55% de poussée auxiliaire au décollage, et 65% de poussée principale et 35% de poussée auxiliaire en sommet de montée) de la courbe illustrée en figure 1 .
Dans cette configuration, le moteur auxiliaire 4 participe donc à la poussée à la fois pendant la condition de fonctionnement de décollage et pendant la condition de fonctionnement de sommet de montée.
En variante, l'ensemble propulsif 2 peut être dimensionné de sorte que la poussée fournie par ledit ensemble propulsif 2 est obtenue à hauteur de 55% et 63% par le moteur auxiliaire 4 pendant la condition de fonctionnement de décollage et à hauteur de 35% à 50% pendant la condition de fonctionnement de sommet de montée, le complément dans chaque condition de fonctionnement étant apporté par le moteur principal 3. Cette configuration correspond au tronçon s'étendant entre les points D et E (correspondant à 37% de poussée principale et 63% de poussée auxiliaire au décollage, et 50% de poussée principale et 50% de poussée auxiliaire en sommet de montée) de la courbe illustrée en figure 1 .
Dans cette configuration, le moteur auxiliaire 4 participe donc à la poussée à la fois pendant la condition de fonctionnement de décollage et pendant la condition de fonctionnement de sommet de montée.
En variante, l'ensemble propulsif 2 peut être dimensionné de sorte que la poussée fournie par ledit ensemble propulsif 2 est obtenue à hauteur de 63% et 70% par le moteur auxiliaire 4 pendant la condition de fonctionnement de décollage et à hauteur de 50% à 60% pendant la condition de fonctionnement de sommet de montée, le complément dans chaque condition de fonctionnement étant apporté par le moteur principal 3. Cette configuration correspond au tronçon s'étendant entre les points E et F (correspondant à 30% de poussée principale et 70% de poussée auxiliaire au décollage, et 40% de poussée principale et 60% de poussée auxiliaire en sommet de montée) de la courbe illustrée en figure 1 .
Dans cette configuration, le moteur auxiliaire 4 participe donc à la poussée à la fois pendant la condition de fonctionnement de décollage et pendant la condition de fonctionnement de sommet de montée.
Dans un premier exemple de réalisation, l'ensemble propulsif 2 peut être dimensionné de sorte que, pendant la condition de fonctionnement de décollage, la poussée fournie par l'ensemble propulsif 2 est obtenue à hauteur de 38% à 42% par le moteur auxiliaire 4 pendant la condition de fonctionnement de décollage (le complément étant fourni par le moteur principal 3) et à hauteur de 100% par le moteur principal 3 pendant la condition de fonctionnement de sommet de montée.
Ce premier exemple de réalisation est particulièrement adapté pour les aéronefs 1 ayant une mission du type court-courrier. En effet, le cycle thermodynamique du moteur principal 3 est optimisé au sommet de montée, ce qui permet d'améliorer sa consommation spécifique en comparaison avec un moteur conventionnel, notamment dans les conditions de fonctionnement de sommet de montée et de croisière, sans pour autant nécessiter un moteur auxiliaire 4 de grande dimension, réduisant ainsi l'encombrement de l'ensemble propulsif 2 ainsi que la surcharge résultant de l'ajout d'un moteur auxiliaire 4.
Dans un deuxième exemple de réalisation, l'ensemble propulsif 2 peut être dimensionné de sorte que la poussée fournie par l'ensemble propulsif 2 est obtenue à hauteur de 47% à 49% par le moteur auxiliaire 4 pendant la condition de fonctionnement de décollage et à hauteur de 18% à 21 % par le moteur auxiliaire 4 pendant la condition de fonctionnement de sommet de montée, le reste de la poussée étant fournie par le moteur principal 3. Ce deuxième mode de réalisation est particulièrement adapté pour les aéronefs 1 ayant une mission du type court-courrier à moyen-courrier. En effet, le cycle thermodynamique du moteur principal 3 est amélioré au sommet de montée et optimisé au point de régime de rotation corrigé maximal de la soufflante (N1 K), qui correspond à une condition d'opération intermédiaire entre la condition de fonctionnement de sommet de montée et la condition de fonctionnement de croisière qui est représentative de l'utilisation moyenne de l'avion sur ce type de mission.
Typiquement, la consommation spécifique d'un ensemble propulsif 2 dimensionné conformément à cet exemple de réalisation est encore réduite par rapport à celle de l'ensemble propulsif 2 conforme au premier exemple de réalisation. Le diamètre du moteur auxiliaire 4 est en revanche plus important. Dans un troisième exemple de réalisation, l'ensemble propulsif 2 peut être dimensionné de sorte que la poussée fournie par l'ensemble propulsif 2 est obtenue à hauteur de 52% à 55% par le moteur auxiliaire 4 pendant la condition de fonctionnement de décollage et à hauteur de 33% à 36% par le moteur auxiliaire 4 pendant la condition de fonctionnement de sommet de montée, le reste de la poussée étant fournie par le moteur principal 3.
Ce troisième exemple de réalisation est particulièrement adapté pour les aéronefs 1 ayant une mission du type moyen-courrier à long-courrier. En effet, le cycle thermodynamique du moteur principal 3 est amélioré au sommet de montée, et optimisé au point de régime de rotation de la soufflante correspondant à 95% de son régime corrigé maximal, qui correspond à une condition de fonctionnement de début de croisière de moyenne durée, représentative de l'utilisation moyenne de l'avion sur ce type de mission.
Typiquement, la consommation spécifique d'un ensemble propulsif 2 dimensionné conformément à ce troisième exemple de réalisation est encore réduite par rapport à celle de l'ensemble propulsif 2 conforme au deuxième exemple de réalisation. Le diamètre du moteur auxiliaire 4 est en revanche plus important.
Dans un quatrième exemple de réalisation, l'ensemble propulsif 2 peut être dimensionné de sorte que la poussée fournie par l'ensemble propulsif 2 est obtenue par le moteur auxiliaire 4 à hauteur de 60% à 63% pendant la condition de fonctionnement de décollage et à hauteur de 49% à 52% pendant la condition de fonctionnement de sommet de montée, le reste de la poussée étant fournie par le moteur principal 3.
Ce quatrième exemple de réalisation est particulièrement adapté pour les aéronefs ayant une mission du type long-courrier. En effet, le cycle thermodynamique du moteur principal 3 est amélioré au sommet de montée, et optimisé au point de régime de rotation de la soufflante correspondant à 90% de son régime corrigé maximal, qui correspond à une condition de fonctionnement de milieu de croisière de longue durée, représentative de l'utilisation moyenne de l'avion sur ce type de mission.
Typiquement, la consommation spécifique d'un ensemble propulsif 2 dimensionné conformément à ce quatrième exemple de réalisation est encore réduite par rapport à celle de l'ensemble propulsif 2 conforme au troisième exemple de réalisation. Le diamètre du moteur auxiliaire 4 est en revanche plus important.
L'ensemble propulsif 2 peut comprendre un ou plusieurs moteurs principaux 3 et un ou plusieurs moteurs auxiliaires 4. Dans ce cas, le ou les moteurs principaux 3 participent alors ensemble dans la fourniture de la poussée principale, tandis que le ou les moteurs auxiliaires 4 participent ensemble dans la fourniture de la poussée auxiliaire.
Le ou les moteurs principaux 3 peuvent comprendre un ou plusieurs turboréacteurs et/ou un ou plusieurs turbopropulseurs, lesdits moteurs principaux 3 pouvant comprendre au moins une soufflante/hélice carénée ou non carénée. Le ou les moteurs auxiliaires 4 peuvent comprendre un ou plusieurs turboréacteurs et/ou un ou plusieurs turbopropulseurs et/ou un ou plusieurs effecteurs propulsifs à moteurs électriques. Le cas échéant, le ou les moteurs auxiliaires 4 peuvent être escamotables, c'est-à-dire que leur position peut être modifiée pendant certaines phases du vol de l'aéronef 1 afin de minimiser leur traînée. Par exemple, les moteurs auxiliaires 4 peuvent être escamotés en étant rentrés dans une cale spécifique formée dans les ailes de l'aéronef 1 . Par exemple, l'ensemble propulsif 2 peut comprendre un moteur principal 3 et deux moteurs auxiliaires 4. Les moteurs auxiliaires 4 peuvent par exemple être fixés sous les ailes d'un aéronef 1 tandis que le moteur principal 3 peut être placé à l'arrière du fuselage de l'aéronef 1 , comme illustré sur la figure 2.
Typiquement, l'ensemble propulsif 2 peut comprendre un turbopropulseur à hélice non carénée et deux moteurs auxiliaires 4 comprenant chacun un ou plusieurs effecteurs propulsifs (tel qu'une soufflante) entraîné par un moteur électrique.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Procédé de dimensionnement (S) d'un ensemble propulsif (2) pour un aéronef (1 ), ledit ensemble propulsif (2) étant configuré pour fonctionner à au moins deux conditions de fonctionnement distinctes et comprenant :
- au moins un moteur principal (3), configuré pour fournir une poussée principale, et
- au moins un moteur auxiliaire (4), distinct du moteur principal (3) et configuré pour fournir une poussée auxiliaire lors de la phase de décollage et jusqu'au sommet de montée,
le procédé de dimensionnement (S) étant caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes :
(i) pour une première condition de fonctionnement correspondant à la phase de décollage et à une première poussée de l'ensemble propulsif (2), déterminer (S1 ) une première répartition entre la poussée principale et la poussée auxiliaire pour obtenir ladite première poussée, la poussée auxiliaire participant à au moins 5% et au plus 65% de la première poussée,
(ii) pour une deuxième condition de fonctionnement correspondant au sommet de montée et à une deuxième poussée de l'ensemble propulsif (2) , déterminer (S2) une deuxième répartition entre la poussée principale et la poussée auxiliaire pour obtenir ladite deuxième poussée, cette deuxième répartition étant fonction de la première répartition déterminée, la poussée auxiliaire participant à au plus 70% de la deuxième poussée,
(iii) dimensionner (S3) ledit ensemble propulsif (2) de sorte que la poussée principale du moteur principal (3) déterminée pour la première condition de fonctionnement corresponde à la poussée maximale susceptible d'être atteinte par le moteur principal (3) quelle que soit la condition de fonctionnement de l'ensemble propulsif (2), ce dimensionnement étant réalisé avec comme contraintes les répartitions de poussée déterminées pour la première et la deuxième conditions de vol.
2. Procédé de dimensionnement (S) selon la revendication 1 , dans lequel, la première et la deuxième répartition entre la poussée principale et la poussée secondaire sont déterminées, à 2% près, parmi les plages de fonctionnement suivantes :
- la poussée auxiliaire participe à hauteur d'au plus 45% de la première poussée pour la première condition de fonctionnement et la poussée principale participe à hauteur de 100% de la deuxième poussée pour la deuxième condition de fonctionnement, ou
- la poussée auxiliaire participe à hauteur de 45% à 48% de la première poussée pour la première condition de fonctionnement et à hauteur de 0% à 20% de la deuxième poussée pour la deuxième condition de fonctionnement, ou
- la poussée auxiliaire participe à hauteur de 48% à 55% de la première poussée pour la première condition de fonctionnement et à hauteur de 20% à 35% de la deuxième poussée pour la deuxième condition de fonctionnement, ou
- la poussée auxiliaire participe à hauteur de 55% à 63% de la première poussée pour la première condition de fonctionnement et à hauteur de 35% à 50% de la deuxième poussée pour la deuxième condition de fonctionnement, ou
- la poussée auxiliaire participe à hauteur de 63% à 70% de la première poussée pour la première condition de fonctionnement et à hauteur de 50% à 60% de la deuxième poussée pour la deuxième condition de fonctionnement.
3. Procédé de dimensionnement (S) selon la revendication 2, dans lequel la première et la deuxième répartition entre la poussée principale et la poussée secondaire sont déterminées, à 2% près, parmi les plages de fonctionnement suivantes :
- la poussée auxiliaire participe à hauteur de 38% à 42% de la première poussée pour la première condition de fonctionnement et la poussée principale participe à hauteur de 100% de la deuxième poussée pour la deuxième condition de fonctionnement, ou
- la poussée auxiliaire participe à hauteur de 47% à 49% de la première poussée pour la première condition de fonctionnement et à hauteur de 18% à 21 % de la deuxième poussée pour la deuxième condition de fonctionnement, ou
- la poussée auxiliaire participe à hauteur de 52% à 55% de la première poussée pour la première condition de fonctionnement et à hauteur de 33% à 36% de la deuxième poussée pour la deuxième condition de fonctionnement, ou
- la poussée auxiliaire participe à hauteur de 60% à 63% de la première poussée pour la première condition de fonctionnement et à hauteur de 49% à 52% de la deuxième poussée pour la deuxième condition de fonctionnement.
4. Procédé de dimensionnement (S) selon l'une des revendications 1 à 3, dans lequel la première condition de fonctionnement correspond au décollage et la deuxième condition de fonctionnement correspond au sommet de montée.
5. Ensemble propulsif (2) pour un aéronef (1 ) configuré pour fonctionner à au moins une première et une deuxième condition de fonctionnement distincts et comprenant :
- au moins un moteur principal (3), configuré pour fournir une poussée principale, et
- au moins un moteur auxiliaire (4), distinct du moteur principal (3) et configuré pour fournir une poussée auxiliaire,
ledit ensemble propulsif (2) étant caractérisé en ce qu'il est dimensionné conformément à un procédé de dimensionnement (S) selon l'une des revendications 1 à 4, de sorte que la poussée principale du moteur principal (3) pendant la première condition de fonctionnement correspond à la poussée maximale susceptible d'être atteinte par le moteur principal (3) quelle que soit la condition de fonctionnement.
6. Ensemble propulsif (2) selon la revendication 5, dans lequel le moteur principal (3) comprend un ou plusieurs turboréacteurs et/ou un ou plusieurs turbopropulseurs.
7. Ensemble propulsif (2) selon l'une des revendications 5 ou 6, dans lequel le moteur auxiliaire (4) comprend un ou plusieurs turboréacteurs et/ou un ou plusieurs turbopropulseurs et/ou un ou plusieurs effecteurs propulsifs à moteurs électriques.
8. Ensemble propulsif (2) selon l'une des revendications 5 à 7, dans lequel le moteur auxiliaire (4) est escamotable.
9. Aéronef (1 ) caractérisé en ce qu'il comprend un ensemble propulsif (2) selon l'une des revendications 5 à 8.
10. Aéronef (1 ) selon la revendication 9, dans lequel l'ensemble propulsif (2) comprend au moins deux moteurs auxiliaires (4), la poussée desdits moteurs auxiliaires (4) participant à hauteur de 100% de la poussée auxiliaire.
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