WO2024100355A1 - Système propulsif aéronautique à rendement propulsif amélioré - Google Patents

Système propulsif aéronautique à rendement propulsif amélioré Download PDF

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WO2024100355A1
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turbine
fan
shaft
equal
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Didier René André Escure
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Safran Aircraft Engines SAS
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    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/107—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with two or more rotors connected by power transmission
    • 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
    • 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

Definitions

  • TITLE Aeronautical propulsion system with improved propulsive efficiency
  • the present application generally concerns the field of propulsion systems, and more particularly aeronautical propulsion systems comprising a ducted or non-ducted fan and having a dilution rate that is high, or even very high.
  • a propulsion system generally comprises, from upstream to downstream in the direction of gas flow, a fan section, a compressor section which may include a low pressure compressor and a high pressure compressor, a combustion chamber and a combustion section.
  • turbine which may include in particular a high pressure turbine and a low pressure turbine.
  • the high pressure compressor is rotated by the high pressure turbine via a high pressure shaft.
  • the fan and, where applicable, the low pressure compressor are rotated by the low pressure turbine via a low pressure shaft.
  • propulsion systems have been proposed having a BPR dilution rate (bypass ratio in English, corresponding to the ratio between the flow rate of the secondary air flow and the flow rate of the primary air flow) high.
  • BPR dilution rate bypass ratio in English, corresponding to the ratio between the flow rate of the secondary air flow and the flow rate of the primary air flow
  • the fan section can be decoupled from the low pressure turbine, thus making it possible to independently optimize their respective rotation speed.
  • decoupling is achieved using a reduction mechanism placed between the upstream end of the low pressure shaft and a rotor of the fan section. The rotor of the blower section is then driven by the low pressure shaft via the reduction mechanism at a rotational speed lower than that of the low pressure shaft.
  • the current trend is to increase the overall compression ratio of the propulsion system, which corresponds to the ratio between the pressure at the outlet of the high pressure compressor and the pressure at the inlet of the fan. This makes it possible to increase the inlet pressure of the gases of the combustion chamber, and therefore to further improve the overall efficiency of the propulsion system.
  • the increase in the overall compression ratio therefore requires increasing the compression ratio of the high pressure compressor and/or the low pressure compressor, all the more so as at the same time we seek to reduce the compression ratio of the blower for the reasons explained above.
  • Moon consequences is that the high pressure body is smaller and the high pressure turbine is more mechanically loaded, in particular at the blade root.
  • One aim of the present application is to optimize the propulsion system in order to increase its efficiency without mechanically and/or thermally overloading the high pressure turbine.
  • an aeronautical propulsion system comprising:
  • a first turbine configured to drive a first compressor via a first shaft
  • a second turbine configured to drive a second compressor via a second shaft, the second shaft being configured to rotate at a higher speed than the first shaft;
  • D is the diameter of the fan rotor in millimeters, measured in a plane normal to the axis of rotation at an intersection between a vertex and a leading edge of the blades of the fan rotor;
  • BPR is the propulsion system dilution rate and is measured when the propulsion system is stationary in takeoff regime in a standard atmosphere and at sea level;
  • Te is the inlet temperature of the first turbine when the propulsion system is stationary in takeoff mode in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in degrees Celsius (°C);
  • GAMMA is the adiabatic coefficient of air
  • the average internal radius of the second turbine is at most equal to 300 mm;
  • a hub-head ratio of the second turbine is greater than 0.77 and less than 0.90;
  • the propulsion system further comprises an inter-turbine casing mounted on a bearing assembly, the inter-turbine casing extending between the first turbine and the second turbine;
  • the inter-turbine casing comprises a series of guide vanes configured to straighten an air flow entering the first turbine;
  • the propulsion system includes between twenty and thirty guide vanes;
  • the second turbine is two-stage
  • the second compressor comprises at least eight stages and at most eleven stages
  • the diameter of the fan rotor is between 80 inches and 185 inches inclusive, preferably between 85 inches and 120 inches inclusive, for example of the order of 90 inches;
  • 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;
  • a dilution rate of the propulsion system is greater than or equal to 40, for example between 40 and 80 inclusive;
  • the reduction mechanism has a reduction rate greater than or equal to 2.5, preferably greater than or equal to 3.0 and less than or equal to 11.0;
  • the first turbine comprises at least three stages and at most five stages;
  • the first compressor comprises at least two stages and at most four stages.
  • the present application proposes an aircraft comprising at least one propulsion system according to the first aspect fixed to the aircraft via a mast.
  • the present application proposes a method for sizing or manufacturing a propulsion system comprising a reduction mechanism coupling a first turbine and a fan rotor to drive the fan rotor at a speed lower than a speed of the first turbine, and a second turbine configured to rotate at a higher speed than the first turbine, the second turbine being dimensioned so that an internal average radius of the second turbine is at least equal to: where: Rmeanjnt is the average internal radius of the second turbine in millimeters;
  • D is the diameter of the fan rotor in millimeters, measured in a plane normal to the axis of rotation at an intersection between a vertex and a leading edge of the blades of the fan rotor;
  • BPR is the propulsion system dilution rate and is measured when the propulsion system is stationary in takeoff regime in a standard atmosphere and at sea level;
  • Te is the inlet temperature of the first turbine when the propulsion system is stationary in takeoff mode in a standard atmosphere and at sea level and is expressed in degrees Celsius (°C);
  • GAMMA is the adiabatic coefficient of air
  • Figure 1 is a schematic, partial and sectional view of an example of a propulsion system conforming to a first embodiment, in which the fan section is streamlined;
  • Figure 2 is a schematic, partial, sectional view of an example of a propulsion system conforming to a first embodiment, in which the fan section is non-ducted;
  • Figure 3 is a schematic sectional view of an example of a planetary reduction mechanism
  • Figure 4 is a schematic sectional view of an example of an epicyclic reduction mechanism
  • Figure 5 is an example of an aircraft that may comprise at least one propulsion system conforming to the first or second embodiment
  • Figure 6 is a flowchart illustrating examples of steps of a sizing or manufacturing process according to one embodiment.
  • a propulsion system 1 has a main direction extending along a longitudinal axis and a primary body 3, often called a “gas generator”, comprising a compressor section 4, 5, a combustion chamber 6 and a turbine section 7, 8.
  • the propulsion system 1 is here an aeronautical propulsion system 1 configured to be fixed on an aircraft 100 via a pylon (or mast).
  • the compressor section 4, 5 comprises a succession of stages each comprising a moving blade wheel (rotor) 4a, 5a rotating in front of a fixed blade wheel (stator) 4b, 5b.
  • the turbine section 7, 8 also comprises a succession of stages each comprising a fixed blade wheel (stator) 7b, 8b behind which turns a movable blade wheel (rotor) 7a, 8a.
  • the axial direction corresponds to the direction of the longitudinal axis X, in correspondence with the rotation of the shafts of the gas generator, and a radial direction is a direction perpendicular to this axis X and passing through it.
  • the circumferential (or lateral, or even tangential) direction corresponds to a direction perpendicular to the longitudinal axis X and not passing through it.
  • internal (respectively, interior) and external (respectively, exterior), respectively, are used with reference to a radial direction such that the internal part or face of an element is closer to the X axis than the part or external face of the same element.
  • an air flow F entering the propulsion system 1 is divided between a primary air flow F1 and a secondary air flow F2, which flow from upstream to downstream in the propulsion system 1.
  • the secondary air flow F2 (also called “bypass air flow”) flows around the primary body 3.
  • the secondary air flow F2 makes it possible to cool the periphery of the primary body 3 and serves to generate the major part of the thrust provided by the propulsion system 1.
  • the primary air flow F1 flows in a primary vein inside the primary body 3, passing successively through the compressor section 4, 5, the combustion chamber 6 where it is mixed with fuel to serve oxidizer, and the turbine section 7, 8.
  • the passage of the primary air flow F1 through the turbine section 7, 8 receiving energy from the combustion chamber 6 causes a rotation of the rotor of the combustion section.
  • the compressor section 4, 5 may comprise a low pressure compressor 4 and a high pressure compressor 5.
  • the turbine section 7, 8 may comprise a high pressure turbine 7 and a low pressure turbine 8.
  • the rotor of the high pressure compressor 5 is rotated by the rotor the high pressure turbine 7 via a high pressure shaft 10.
  • the rotor of the low pressure compressor 4 and the rotor part 9 of the fan section 2 are rotated by the rotor of the low pressure turbine 8 via a low pressure shaft 11.
  • the primary body 3 comprises a high pressure body comprising the high pressure compressor 5, the high pressure turbine 7 and the high pressure shaft 10, and a low pressure body including the blower section 2, the low pressure compressor 4, the low pressure turbine 8 and the low pressure shaft 11.
  • the turbine section 7, 8 further comprises an intermediate turbine, positioned between the high pressure turbine 7 and the low pressure turbine 8 and configured to drive the rotor of the low pressure compressor 4 by the intermediate of an intermediate shaft.
  • the fan rotor 9 and the high pressure compressor rotor 5 remain driven by the low pressure shaft 11 and the high pressure shaft 10, respectively.
  • the low pressure shaft 11 is generally housed, over a section of its length, in the high pressure shaft 10 and is coaxial with the high pressure shaft 10.
  • the low pressure shaft 11 and the high pressure shaft 10 can be co-rotating, that is to say being driven in the same direction around the longitudinal axis driven in opposite directions around the longitudinal axis can be co-rotating or contra-rotating.
  • the fan section 2 comprises at least the fan rotor 9 capable of being rotated relative to a stator part of the propulsion system 1 by the turbine section 7, 8.
  • Each fan rotor 9 comprises a hub 13 and blades 14 extending radially from the hub 13.
  • the blades 14 of each rotor 9 can be fixed relative to the hub 12 or have a variable pitch.
  • the base of the blades 14 of each rotor 9 is pivotally mounted along an axis of pitch and is connected to a pitch change mechanism 15 mounted in the propulsion system 1, the pitch being adjusted as a function of the flight phases by a pitch change mechanism 15.
  • the pitch change mechanism 15 is illustrated in broken lines in Figure 1 to show that this feature is optional.
  • the fan section 2 may further comprise a fan stator 16, or rectifier, which comprises vanes 17 mounted on a hub 18 of the fan stator 16 and has the function of straightening the secondary air flow F2 which flows at the outlet of the fan rotor 9.
  • the blades 17 of the fan stator 18 can be fixed relative to the hub 18 or have variable timing.
  • the foot of the stator blades 17 is pivotally mounted along a timing axis pitch being adjusted according to the flight phases by the pitch change mechanism.
  • the propulsion system 1 has a high dilution rate (bypass ratio).
  • high dilution rate we will understand here a dilution rate greater than or equal to 10, for example between 10 and 80 inclusive.
  • the mass flow rate of the secondary air flow F2 and the mass flow rate of the primary air flow F1 are measured when the propulsion system 1 is stationary, uninstalled, in take-off mode in a standard atmosphere (as defined by the International Civil Aviation Organization (ICAO) manual, Doc 7488/3, 3rd edition) and at sea level (conditions known as SLS, for Seal Level Standard).
  • IAO International Civil Aviation Organization
  • the parameters are systematically determined under these conditions.
  • not installed it will be understood here that the measurements are carried out when the propulsion system 1 is in a test bench (and not installed on an aircraft 100), the measurements then being simpler to carry out.
  • the distances are on the other hand measured at ambient temperature (approximately 20°C) when the propulsion system 1 is cold, that is to say when the propulsion system has been stopped for a period sufficient so that the parts of the propulsion system are at ambient temperature.
  • the fan rotor 9 is decoupled from the low pressure shaft 11 using a reduction mechanism 19, placed between an upstream end of the low pressure shaft 11 and the fan rotor 9, in order to independently optimize their respective rotation speed.
  • the propulsion system 1 further comprises an additional shaft, called the fan shaft 20.
  • the low pressure shaft 11 connects the low pressure turbine 8 to an inlet of the reduction mechanism 19 while the fan shaft 20 connects the output of the reduction mechanism 19 to the fan rotor 9.
  • the fan rotor 9 is therefore driven by the low pressure shaft 11 via the reduction mechanism 19 and the fan shaft 20 at a rotation speed lower than the rotation speed of the low pressure turbine 8.
  • the overall efficiency of the propulsion systems is conditioned to the first order by the propulsive efficiency, which is favorably influenced by a minimization of the variation in kinetic energy of the air as it passes through the propulsion system 1.
  • most of the flow generating the propulsive effort is made up of the flow of secondary air F2 of the propulsion system 1, the kinetic energy of the secondary air flow F2 being mainly affected by the compression that the secondary air flow F2 undergoes when crossing the fan section 2.
  • the pressure ratio of the fan which corresponds to the ratio between the average pressure at the outlet of the fan stator 17 (or, in the absence of a stator, of the fan rotor 9 ) and the average pressure at the inlet of the fan rotor 9 is less than or equal to 1.70, preferably less than or equal to 1.50, for example between 1.05 and 1.45.
  • the average pressures are measured here over the height of the blade 14 (from the surface which radially delimits inside the flow vein at the inlet of the fan rotor 9 to the top 21 of the fan blade 14).
  • the propulsion system 1 is configured to provide a thrust of between 18,000 Ibf (80,068 N) and 51,000 Ibf (22,2411 N), preferably between 20,000 Ibf (88,964 N) and 35,000 Ibf (15,5688 N).
  • the fan section 2 can be ducted or not ducted.
  • the fan section 2 comprises a fan casing 12 and the fan rotor 9 is housed in the fan casing 12.
  • a ducted fan section 2 comprises a fan rotor 9 extending upstream of a fan stator.
  • the blades of the fan stator are then generally called outlet blades (“Outlet Guide Vane” or “OGV” in English) and have a fixed setting relative to the hub of the fan stator.
  • the dilution rate of the propulsion system 1 is preferably greater than or equal to 10, for example between 10 and 35 inclusive, preferably between 10 and 18 inclusive.
  • the fan rotor 9 is preferably with variable timing.
  • the peripheral speed at the top 21 of the blades of the fan rotor 9 can also be between 260 m/s and 400 m/s.
  • the blades 14 of the fan rotor 9 can be fixed or have variable pitch.
  • the fan pressure ratio can then be between 1.20 and 1.45.
  • a non-ducted fan section 2 the fan section 2 is not surrounded by a fan casing.
  • the fan section 2 being non-ducted, the blades 14 of the fan rotor 9 have a variable pitch.
  • Propulsion systems comprising at least one unducted fan rotor 9 are known by the English terms “open rotor” or “unducted fan”.
  • the propulsion system 1 may include two fan rotors 9 which are non-ducted and counter-rotating.
  • Such a propulsion system 1 is known by the English acronym CROR for “Contra-Rotating Open Rotor” (contra-rotating open rotor in French) or UDF for “Unducted Double Fan” (unducted double fan in French).
  • the fan rotor(s) 9 can be placed at the rear of the primary body 3 so as to be of the pusher type or at the front of the primary body 3 so as to be of the tractor type.
  • the propulsion system 1 may comprise a single non-ducted fan rotor 9 and an non-ducted fan stator 16 (rectifier).
  • a propulsion system 1 is known by the English acronym USF for “ Unducted Single Fan.
  • the blades 17 of the rectifier 16 are fixed in rotation relative to the axis X of rotation of the upstream fan rotor 9 and therefore do not undergo centrifugal force.
  • the blades 17 of the rectifier 16 are also variable in pitch.
  • the removal of the fairing around the fan section 2 makes it possible to increase the dilution rate very significantly without the propulsion system 1 being penalized by the mass of the casings or nacelles intended to surround the fan section 2.
  • the rate dilution of the propulsion system 1 comprising a non-ducted fan section 2 is thus greater than or equal to 40, for example between 40 and 80 inclusive.
  • the peripheral speed at the top 21 of the blades 14 of the fan rotor(s) 9 can also be between 210 m/s and 260 m/s.
  • the fan pressure ratio can then preferably be between 1.05 and 1.20.
  • the reduction mechanism 19 may comprise, for example, a reduction mechanism 19 with an epicyclic gear train, for example of the “epicyclic” or “planetary” type, single-stage or two-stage.
  • the reduction mechanism 19 can be of the planetary type (“star” in English) ( Figure 3) and comprise a sun pinion 19a (input of the reduction mechanism 19), centered on an axis X of rotation of the mechanism reduction gear 19 (generally confused with the longitudinal axis rotation of the fan shaft 20 around the axis X of rotation, and a series of satellites 19c distributed circumferentially around the axis sun pinion 19a and externally with the crown 19b.
  • the series of satellites 19c is mounted on a planet carrier 19d which is fixed relative to a stator part 19e of the propulsion system 1, for example relative to a casing of the compressor section 4, 5.
  • the reduction mechanism 19 can be planetary ( Figure 4), in which case the crown 19b is fixedly mounted on the stator part 19e of the propulsion system 1 and the fan shaft 20 is rotated by the door -satellites 19d (which is therefore mobile in rotation relative to a stator part 19e of the propulsion system 1, for example relative to a casing of the compressor section 4, 5).
  • the diameter of the ring gear 19b and of the satellite carrier 19d are greater than the diameter of the sun pinion 19a, so that the rotation speed of the fan rotor 9 is lower than the rotation speed of the low pressure shaft 11.
  • the reduction rate of the reduction mechanism 19 is greater than or equal to 2.5 and less than or equal to 11.
  • the reduction rate can be greater than or equal to 2.7 and less than or equal to 6.0, typically around 3.0.
  • the reduction rate can be between 9.0 and 11.0.
  • the speed limit corresponds to the maximum rotation speed when the propulsion system is healthy (and potentially at the end of its life). It is therefore likely to be reached by the low pressure shaft 11 in flight conditions.
  • This speed limit is part of the data declared in the engine certification (“type certificate data sheet” in English). Indeed, this rotation speed is usually used as a reference speed for the sizing of propulsion systems 1 and in certain certification tests (such as blade loss or rotor integrity tests).
  • the high pressure turbine 7 is dimensioned so that its average internal radius Rmeanjnt is at least equal to:
  • D is the diameter of the fan rotor 9, in millimeters (mm);
  • BPR is the dilution rate of propulsion system 1
  • Te is the inlet temperature of the low pressure turbine 8, in degrees Celsius (°C);
  • GAMMA is the adiabatic coefficient of air
  • the average internal radius of the high pressure turbine Rmoyenjnt is equal to the arithmetic average of the internal radii R1 of the rotors 7b (moving blade wheels) of the high pressure turbine 7.
  • the internal radius R1 of a rotor 7b corresponds to the distance, in a plane normal to the axis of rotation 7b) and the axis of rotation , when the propulsion system 1 is at rest.
  • Sizing the high pressure turbine 7 so as to respect formula (1) defined above makes it possible to obtain a compromise between an acceptable aerodynamic loading at the blade root and sufficient expansion work to increase the compression ratio of the compressor high pressure 5 (at iso-number of stages) and therefore increase the overall compression rate of the propulsion system 1.
  • such sizing of the high pressure turbine 7 makes it possible to reduce the compression rate of the low pressure compressor 4 (to overall iso-compression rate), and therefore reduce its average radius at iso-load, which makes it possible to improve the BPR dilution rate of the system propulsion 1.
  • the high pressure turbine 7 can in fact rotate at rotational speeds (in revolutions per minute) high enough to allow the high pressure compressor 5 to reach a compression ratio greater than 21 (in takeoff mode) without necessarily require increasing the number of stages in the high pressure compressor 5.
  • the high pressure compressor 5 can comprise at least eight stages and at most eleven stages, for example nine stages.
  • the diameter of the high pressure turbine 7 can also be large enough to allow the passage and, where appropriate, the radial movements, of a supercritical low pressure shaft 11.
  • the average internal radius of the high pressure turbine 11 Rmeanjnt is at most equal to 300 mm.
  • formula (1) also gives an average internal radius Rmeanjnt at least equal to 200 mm.
  • the inlet temperature of the low pressure turbine Te can be between 950°C and 1230°C.
  • the distributor at the outlet of the combustion chamber 6 and the section of the flow stream at the inlet of the high pressure turbine 7 so that, in take-off mode (as defined above), the Mach number in the vein section is substantially equal to 1.
  • the average radius of the high pressure turbine 7 is fixed by the acceptable aerodynamic load in the high pressure turbine 7, which is itself defined by the energy which must be supplied to the high pressure compressor 5 and the rotation speed of the high pressure shaft 10 in order to obtain the ratio desired compression.
  • the section of the flow stream in the high pressure turbine 7 depends on the reduced flow rate in the flow stream at a given Mach.
  • the section of the flow vein can therefore be dimensioned so that the Mach number in the vein section is equal to 1.
  • the average internal radius Rmeanjnt is then deduced from the section of the vein thus dimensioned and the radius average determined from the aerodynamic load.
  • the rotation speed of the high pressure turbine 7 can then be between 15,000 revolutions per minute and 27,000 revolutions per minute.
  • High pressure turbines 7 respecting formula (1) can then have a hub-head ratio, which corresponds to the ratio between the external radius R2 of the high pressure turbine 7 and the internal radius R1 of the rotor 7b (moving blade wheels) of the high pressure turbine 7, greater than 0.77 and less than 0.90.
  • the external radius R2 of the high pressure turbine 7 and the internal radius R1 are measured here in a plane normal to the axis of rotation X at 50% of the chord at the blade root of the rotor 7b most downstream of the turbine high pressure 7 (that is to say, from the last stage of the high pressure turbine 7).
  • the external radius R2 of the high pressure turbine 7 corresponds to the distance, in this plane, between the top 7e of the blades of the rotor 7b of the high pressure turbine 7 and the axis of rotation X of the high pressure turbine 7, when the propulsion system 1 is at rest.
  • the internal radius R1 was defined above.
  • Such high pressure turbines 7 then have an optimized outlet section Ss. Indeed, the more the hub-head ratio is reduced, the lower the external diameter of the high pressure turbine 7 (at iso-section).
  • the sizing of the high pressure turbine 7 so as to obtain a hub-head ratio of between 0.77 and 0.90 therefore makes it possible to make the high pressure turbine 7 more efficient, and therefore reduce the specific consumption of the propulsion system 1, without penalizing its mechanical or thermal load.
  • a propulsion system 1 comprising a high pressure turbine 7 whose average internal radius Rmeanjnt complies with formula (1) can then present an overall compression ratio, which corresponds to the pressure ratio between the pressure at the outlet of the high pressure compressor 5 and the pressure at the inlet of the fan rotor 9 (measured at the level of the foot of the fan rotor 9), greater than or equal to 40 and less than or equal to 70, preferably greater than or equal to 44 and less than or equal to 55.
  • the propulsion system 1 further comprises an inter-turbine casing 24 extending between the high pressure turbine 7 and the low pressure turbine 8.
  • the inter-turbine casing delimits the flow path between the high pressure turbine 7 and the low pressure turbine 8 and comprises guide vanes 25 configured to straighten a flow of air leaving the high pressure turbine 7 and thus make it possible to improve the supply of the low pressure turbine 8 and therefore the efficiency of the low pressure body pressure.
  • the guide vanes 25 therefore have an aerodynamic surface configured to redirect the flow of air entering the low pressure turbine 8.
  • the propulsion system 1 comprises between twenty and thirty guide vanes 25.
  • the inter-turbine casing 24 forms a structural casing of the propulsion system 1 making it possible to improve the overall dynamics of the propulsion system 1.
  • the inter-turbine casing comprises an internal shell mounted on a set of bearings of the propulsion system 1, typically a rear bearing 26 of the high pressure shaft, an external shroud which can be configured to take up the mechanical forces in the propulsion system 1, as well as a series of arms extending radially between the internal shroud and the external shell and configured to allow the passage of easements and the resumption of mechanical forces between the internal shell and the external shell.
  • the guide vanes 25 can be distinct from the arms and extend between the arms and the low pressure turbine 8.
  • Engine 1 is a double-body propulsion system corresponding to the current technical standard (at the filing date of this application) which we seek to improve, which includes a ducted fan section.
  • the engine 2 is a double body propulsion system 1 conforming to the teaching of the present application which includes a ducted fan.
  • the average internal radius of the high pressure turbine of engine 1 does not respect the claimed formula since it is less than 236.9 mm. Conversely, the average internal radius of the high pressure turbine 7 of engine 2 respects the claimed formula. It appears that engine 2 has a lower aerodynamic loading N2 2 S at the blade root than engine 1 while retaining sufficient expansion work to maintain the compression ratio of the high pressure compressor, at iso-number of stages .
  • the overall compression ratio was increased as well as the inlet temperature of the high pressure turbine 7, which made it possible to increase the thermal efficiency of the propulsion system 1.
  • the diameter D of the fan and the dilution rate BPR were increased, which made it possible to improve the propulsive efficiency of engine 2.
  • Engine 3 is a double-body propulsion system corresponding to the current technical standard
  • the engine 4 is a double body propulsion system 1 conforming to the teaching of the present application which includes a non-ducted fan section.
  • the average internal radius of the high pressure turbine of engine 3 does not respect the claimed formula since it is less than 255.9 mm. Conversely, the average internal radius of the high pressure turbine 7 of engine 4 respects the claimed formula. Analogously to the shrouded engine 2, the engine 4 has a lower aerodynamic loading N2 2 S at the blade root than the engine 1 while retaining sufficient expansion work to maintain the compression ratio of the high pressure compressor, at iso -number of floors.
  • the diameter of the fan D was reduced as well as the dilution rate in order to facilitate the integration of engine 4 under the wing.
  • the fan pressure ratio has also been slightly increased (while remaining well below 1.45) to maintain the fan thrust.
  • the overall compression ratio has also been increased, as well as the inlet temperature of the high pressure turbine, in order to improve the thermal efficiency of the high pressure body and to compensate for the loss of specific consumption linked to the increase in the compression ratio. blower pressure.
  • the number of stages in the low-pressure compressor has also been increased to increase the overall compression ratio. Reducing the diameter of the fan allows greater compactness of the propulsion system, facilitating its installation on an aircraft and a reduction in the mass of the propulsion system, favorable to reducing the aircraft's consumption.

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Abstract

Un système propulsif (1) aéronautique présente un rayon moyen interne de la turbine haute pression (7) est au moins égal à :formule(I), où : Rmoyen'int est >e rayon moyen interne de la turbine haute pression (7) en millimètres (mm); D est le diamètre du rotor de soufflante (9) en millimètres (mm); BPR est le taux de dilution du système propulsif (1); Te est la température en entrée de la première turbine (8) lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius (°C); Tref = 273 K; GAMMA est le coefficient adiabatique de l'air; et A = 593 (°C) - 1/2 et B = 6,5 millimètres (mm).

Description

DESCRIPTION
TITRE : Système propulsif aéronautique à rendement propulsif amélioré
DOMAINE TECHNIQUE
La présente demande concerne de manière générale le domaine des systèmes propulsifs, et plus particulièrement des systèmes propulsifs aéronautiques comprenant une soufflante carénée ou non carénée et présentant un taux de dilution est élevé, voire très élevé.
ETAT DE LA TECHNIQUE
Un système propulsif comporte généralement, d’amont en aval dans le sens de l’écoulement des gaz, une section de soufflante, une section de compresseur pouvant comprendre un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, une chambre de combustion et une section de turbine pouvant comprendre notamment une turbine haute pression et une turbine basse pression Le compresseur haute pression est 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.
La tendance actuelle est d’augmenter le taux de compression global du système propulsif, qui correspond au rapport entre la pression en sortie du compresseur haute pression et la pression en entrée de la soufflante. Cela permet en effet d’augmenter la pression en entrée des gaz de la chambre de combustion, et donc d’améliorer encore l’efficacité globale du système propulsif. L’augmentation du taux de compression global impose par conséquent d’augmenter le taux de compression du compresseur haute pression et/ou du compresseur basse pression, et ce d’autant plus qu’en parallèle on cherche à réduire le taux de compression de la soufflante pour les raisons expliquées ci-avant. L’une des conséquences est que le corps haute pression est plus petit et la turbine haute pression est plus chargée mécaniquement, en particulier en pied d’aube.
EXPOSE
Un but de la présente demande est d’optimiser le système propulsif afin d’augmenter son efficacité sans pour autant surcharger mécaniquement et/ou thermiquement la turbine haute pression.
Il est à cet effet proposé, selon un premier aspect un système propulsif aéronautique comprenant :
- une première turbine configurée pour entrainer un premier compresseur par l’intermédiaire d’un premier arbre ;
- une deuxième turbine configurée pour entrainer un deuxième compresseur par l’intermédiaire d’un deuxième arbre, le deuxième arbre étant configuré pour tourner à une vitesse plus élevée que le premier arbre ;
- un rotor de soufflante (9) raccordé à un arbre de soufflante ;
- un mécanisme de réduction couplant le premier arbre et l’arbre de soufflante afin d’entrainer l’arbre de soufflante à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation du premier arbre; dans lequel un rayon moyen interne de la deuxième turbine est au moins égal à :
Rayonmoyen int > A *
Figure imgf000004_0001
’ CAMMA~ * 103 - B où : Rmoyenjnt est le rayon moyen interne de la deuxième turbine en millimètres ;
D est le diamètre du rotor de soufflante en millimètres, 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 ;
BPR est le taux de dilution du système propulsif et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ;
Te est la température en entrée de la première turbine lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius (°C) ;
Tref = 273 K ;
GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air ; et
A = 593 (°C)-1/2 et B = 6,5 millimètres (mm).
Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du système propulsif selon le premier aspect sont les suivantes, prises individuellement en ou combinaison :
- le rayon moyen interne de la deuxième turbine est au plus égal à 300 mm ;
- un rapport moyeu-tête de la deuxième turbine est supérieur à 0,77 et inférieur à 0,90 ;
- le système propulsif comprend un outre un carter inter-turbines monté sur un ensemble de palier, le carter inter-turbines s’étendant entre la première turbine et la deuxième turbine ;
- le carter inter-turbines comprend une série d’aubes de guidage configurées pour redresser un flux d’air en entrée de la première turbine ; le système propulsif comprend entre vingt et trente aubes de guidage ;
- la deuxième turbine est biétage ;
- le deuxième compresseur comprend au moins huit étages et au plus onze étages ;
- le diamètre du rotor de soufflante est compris entre 80 pouces et 185 pouces inclus, de préférence entre 85 pouces et 120 pouces inclus, par exemple de l’ordre de 90 pouces ;
- le rotor de soufflante est caréné et 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 ;
- le rotor de soufflante est non caréné et un taux de dilution du système propulsif est supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus ;
- le mécanisme de réduction présente un taux de réduction supérieur ou égal à 2,5, de préférence supérieur ou égal à 3,0 et inférieur ou égal à 11 ,0 ;
- la première turbine comprend au moins trois étages et au plus cinq étages ; et/ou
- le premier compresseur comprend au moins deux étages et au plus quatre étages.
Selon un deuxième aspect, la présente demande propose un aéronef comprenant au moins un système propulsif selon le premier aspect fixé à l’aéronef par l’intermédiaire d’un mât.
Selon un troisième aspect, la présente demande propose un procédé de dimensionnement ou de fabrication d’un système propulsif comprenant un mécanisme de réduction couplant une première turbine et un rotor de soufflante pour entrainer le rotor de soufflante à une vitesse inférieure à une vitesse de la première turbine, et une deuxième turbine configurée pour tourner à une vitesse plus élevée que la première turbine, la deuxième turbine étant dimensionnée de sorte qu’un rayon moyen interne de la deuxième turbine est au moins égal à :
Figure imgf000005_0001
où : Rmoyenjnt est le rayon moyen interne de la deuxième turbine en millimètres ;
D est le diamètre du rotor de soufflante en millimètres, 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 ;
BPR est le taux de dilution du système propulsif et est mesuré lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ;
Te est la température en entrée de la première turbine lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius (°C) ;
Tref = 273 K ;
GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air ; et
A = 593 (°C)-1/2 et B = 6,5 millimètres (mm). DESCRIPTION DES FIGURES
D’autres caractéristiques, buts et avantages de l’invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels :
La figure 1 est une vue schématique, partielle et en coupe d’un exemple de système propulsif conforme à un premier mode de réalisation, dans lequel la section de soufflante est carénée ;
La figure 2 est une vue schématique, partielle et en coupe d’un exemple de système propulsif conforme à un premier mode de réalisation, dans lequel la section de soufflante est non carénée ;
La figure 3 est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction planétaire ;
La figure 4 est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction épicycloïdal ;
La figure 5 est un exemple d’aéronef pouvant comprendre au moins un système propulsif conforme au premier ou au deuxième mode de réalisation; et
La figure 6 est un organigramme illustrant des exemples d’étapes d’un procédé de dimensionnement ou de fabrication conforme à une forme de réalisation.
Sur l’ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques.
DESCRIPTION DETAILLEE
Un système propulsif 1 présente une direction principale s’étendant selon un axe longitudinal X et comprend, d’amont en aval dans le sens de l’écoulement des gaz dans le système propulsif 1 lorsqu’il est en fonctionnement, une section de soufflante 2 et un corps primaire 3, souvent appelé « générateur de gaz », comportant une section de compresseur 4, 5, une chambre de combustion 6 et une section de turbine 7, 8. Le système propulsif 1 est ici un système propulsif 1 aéronautique configuré pour être fixé sur un aéronef 100 par l’intermédiaire d’un pylône (ou mât).
La section de compresseur 4, 5 comprend une succession d'étages comprenant chacun une roue d'aubes mobiles (rotor) 4a, 5a tournant devant une roue d'aubes fixes (stator) 4b, 5b. La section de turbine 7, 8 comprend également une succession d'étages comprenant chacun une roue d'aubes fixes (stator) 7b, 8b derrière laquelle tourne une roue d'aubes mobiles (rotor) 7a, 8a.
Dans la présente demande, la direction axiale correspond à la direction de l'axe longitudinal X, en correspondance avec la rotation des arbres du générateur de gaz, et une direction radiale est une direction perpendiculaire à cet axe X et passant par lui. Par ailleurs, la direction circonférentielle (ou latérale, ou encore tangentielle) correspond à une direction perpendiculaire à l'axe longitudinal X et ne passant pas par lui. Sauf précision contraire, interne (respectivement, intérieur) et externe (respectivement, extérieur), respectivement, sont utilisés en référence à une direction radiale de sorte que la partie ou la face interne d'un élément est plus proche de l'axe X que la partie ou la face externe du même élément. En fonctionnement, un flux d’air F entrant dans le système propulsif 1 est divisé entre un flux d’air primaire F1 et un flux d’air secondaire F2, qui circulent d’amont en aval dans le système propulsif 1 .
Le flux d’air secondaire F2 (appelé également « flux d’air de dérivation ») s’écoule autour du corps primaire 3. Le flux d’air secondaire F2 permet de refroidir la périphérie du corps primaire 3 et sert à générer la majeure partie de la poussée fournie par le système propulsif 1 .
Le flux d’air primaire F1 s’écoule dans une veine primaire à l’intérieur du corps primaire 3, en passant successivement à travers la section de compresseur 4, 5, la chambre de combustion 6 où il est mélangé avec du carburant pour servir de comburant, et la section de turbine 7, 8. Le passage du flux d’air primaire F1 à travers la section de turbine 7, 8 recevant de l’énergie de la chambre de combustion 6 provoque une rotation du rotor de la section de turbine 7, 8, qui entraine à son tour en rotation le rotor de la section de compresseur 4, 5 ainsi qu’une partie rotor 9 de la section de soufflante 2.
Dans un système propulsif 1 à double-corps, la section de compresseur 4, 5 peut comprendre un compresseur basse pression 4 et un compresseur haute pression 5. La section de turbine 7, 8 peut comprendre une turbine haute pression 7 et une turbine basse pression 8. Le rotor du compresseur haute pression 5 est 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 1 1 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 12 ou présenter un calage variable. Dans ce cas, le pied des aubes 14 de chaque rotor 9 est monté pivotant suivant un axe de calage et est relié à un mécanisme de changement de pas 15 monté dans le système propulsif 1 , le calage étant ajusté en fonction des phases de vol par un mécanisme de changement de pas 15. Le mécanisme de changement de pas 15 est illustré en traits discontinus sur la Figure 1 pour montrer que cette caractéristique est optionnelle.
La section de soufflante 2 peut en outre comprendre un stator de soufflante 16, ou redresseur, qui comprend des aubes 17 montées sur un moyeu 18 du stator de soufflante 16 et ont pour fonction de redresser le flux d’air secondaire F2 qui s’écoule en sortie du rotor de soufflante 9. Les aubes 17 du stator de soufflante 18 peuvent être fixes par rapport au moyeu 18 ou présenter un calage variable. De manière similaire aux aubes 14 de rotor, le pied des aubes de stator 17 est monté pivotant suivant un axe X de calage et est relié à un mécanisme de changement de pas 15a, qui est généralement distinct de celui du rotor de soufflante 9, le calage étant ajusté en fonction des phases de vol par le mécanisme de changement de pas.
Afin d’améliorer le rendement propulsif du système propulsif 1 et de réduire sa consommation spécifique ainsi que le bruit émis par la section de soufflante 2, le système propulsif 1 présente un taux de dilution (bypass ratio) élevé. Par taux de dilution élevé, on comprendra ici un taux de dilution supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 80 inclus. Pour calculer le taux de dilution, le débit massique du flux d’air secondaire F2 et le débit massique du flux d’air primaire F1 sont mesurés lorsque le système propulsif 1 est stationnaire, non-installé, en régime de décollage dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l’Organisation de l’aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3e édition) et au niveau de la mer (conditions dites SLS, pour Seal Level Standard). On notera que, dans la présente demande, les paramètres (pression, débit, poussée, vitesse, etc.) sont systématiquement déterminés dans ces conditions. Par « non installé », on comprendra ici que les mesures sont effectuées lorsque le système propulsif 1 est dans un banc d’essai (et non installé sur un aéronef 100), les mesures étant alors plus simples à réaliser. Les distances (longueur, rayon, diamètre) 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 est à l’arrêt depuis une période suffisante pour que les pièces du système propulsif soient à température ambiante.
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, de préférence 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), de préférence entre 20 000 Ibf (88964 N) et 35 000 Ibf (15 5688 N).
La section de soufflante 2 peut être carénée ou non carénée. Dans le cas d’une section de soufflante 2 carénée, la section de soufflante 2 comprend un carter de soufflante 12 et le rotor de soufflante 9 est logé dans le carter de soufflante 12.
Une section de soufflante 2 carénée comprend un rotor de soufflante 9 s’étendant en amont d’un stator de soufflante. 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 de préférence supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, de préférence entre 10 et 18 inclus. A noter que, lorsque le taux de dilution est supérieur ou égal à 25, le rotor de soufflante 9 est de préférence à calage variable. 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.
Dans une section de soufflante 2 non carénée, la section de soufflante 2 n’est pas entourée par un carter de soufflante. La section de soufflante 2 étant non carénée, les aubes 14 du rotor de soufflante 9 présentent un calage variable. Des systèmes propulsifs comprenant au moins un rotor de soufflante 9 non caréné sont connus sous les termes anglais « open rotor » ou « unducted fan ». Le système propulsif 1 peut comprendre deux rotors de soufflante 9 non carénés et contrarotatifs. Un tel système propulsif 1 est connu sous l’acronyme anglais CROR pour « Contra-Rotating Open Rotor » (rotor ouvert contrarotatif en français) ou UDF pour « Unducted Double Fan » (double soufflante non carénée en français). Le ou les rotors de soufflante 9 peuvent être placés à l’arrière du corps primaire 3 de sorte à être du type pousseur ou à l’avant du corps primaire 3 de sorte à être du type tracteur. En variante, le système propulsif 1 peut comprendre un seul rotor de soufflante 9 non caréné et un stator de soufflante 16 non caréné (redresseur). Un tel système propulsif 1 est connu sous l’acronyme anglais USF pour « Unducted Single Fan ». Dans le cas d’un système propulsif 1 du type USF, les aubes 17 du redresseur 16 sont fixes en rotation par rapport à l’axe X de rotation du rotor de soufflante 9 amont et par conséquent ne subissent pas d’effort centrifuge. Les aubes 17 du redresseur 16 sont par ailleurs à calage variable.
La suppression du carénage autour de la section de soufflante 2 permet d’augmenter le taux de dilution de façon très importante sans que le système propulsif 1 ne soit pénalisé par la masse des carters ou nacelles destinés à entourer la section de soufflante 2. Le taux de dilution du système propulsif 1 comprenant une section de soufflante 2 non carénée est ainsi supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus. La vitesse périphérique au sommet 21 des aubes 14 du ou des rotor(s) de soufflante 9 peut par ailleurs être comprise entre 210 m/s et 260 m/s. Le rapport de pression de soufflante peut alors être compris de préférence entre 1 ,05 et 1 ,20.
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 « planétaire », monoétage ou biétage. Selon une première variante, le mécanisme de réduction 19 peut être du type planétaire (« star » en anglais) (Figure 3) et comprendre un pignon solaire 19a (entrée du mécanisme de réduction 19), centré sur un axe X de rotation du mécanisme de réduction 19 (généralement confondu avec l’axe longitudinal X) et configuré pour être entrainé en rotation par l’arbre basse pression 11 , une couronne 19b (sortie du mécanisme de réduction 19) coaxiale avec le pignon solaire 19a et configurée pour entrainer en rotation l’arbre de soufflante 20 autour de l’axe X de rotation, et une série de satellites 19c répartis circonférentiellement autour de l’axe X de rotation entre le pignon solaire 19a et la couronne 19b, chaque satellite 19c étant engrené intérieurement avec le pignon solaire 19a et extérieurement avec la couronne 19b. La série de satellites 19c est montée sur un porte-satellites 19d qui est fixe par rapport à une partie stator 19e du système propulsif 1 , par exemple par rapport à un carter de la section de compresseur 4, 5. Selon une deuxième variante, le mécanisme de réduction 19 peut être épicycloïdal (« planetary » en anglais) (Figure 4), auquel cas la couronne 19b est montée fixement sur la partie stator 19e du système propulsif 1 et l’arbre de soufflante 20 est entrainé en rotation par le porte-satellites 19d (qui est donc mobile en rotation par rapport à une partie stator 19e du système propulsif 1 , par exemple par rapport à un carter de la section de compresseur 4, 5).
Quelle que soit la configuration du mécanisme de réduction 19, le diamètre de la couronne 19b et du porte satellites 19d sont supérieurs au diamètre du pignon solaire 19a, de sorte que la vitesse de rotation du rotor de soufflante 9 est inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre basse pression 11 .
Le taux de réduction du mécanisme de réduction 19 est supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11 . Dans le cas d’un système propulsif 1 comprenant un rotor de soufflante 9 caréné, le taux de réduction peut être supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 6,0, typiquement autour de 3,0. Dans le cas d’un système propulsif 1 comprenant un rotor de soufflante non caréné, le taux de réduction peut être compris entre 9,0 et 11 ,0.
La vitesse limite (redline speed en anglais) de l’arbre basse pression 11 , qui correspond à la vitesse maximale absolue susceptible d’être rencontrée par l’arbre basse pression 11 durant tout le vol (selon le règlement de certification européen EASA CS-E 740 (ou selon le règlement de certification américain 14-CFR Part 33)), est comprise entre 8500 tours par minute et 12000 tours par minute, de préférence 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).
Afin d’améliorer l’efficacité du système propulsif 1 , la turbine haute pression 7 est dimensionnée de sorte que son rayon moyen interne Rmoyenjnt est au moins égal à :
RayonmoyenJnt > A * * (Te + Tref) ' ’ GAMMA- * 103 - B (1 )
Figure imgf000011_0001
où : Rmoyenjnt est exprimé en millimètres (mm) ;
D est le diamètre du rotor de soufflante 9, en millimètres (mm) ;
BPR est le taux de dilution du système propulsif 1 ;
Te est la température en entrée de la turbine basse pression 8, en degrés Celsius (°C) ;
Tref = 273 K ;
GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air; et
A = 593 (°C)-1/2 et B = 6,5 millimètres (mm).
Comme indiqué précédemment, tous ces paramètres sont déterminés 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, à l’exception du rayon moyen interne et le diamètre qui sont déterminés lorsque le système propulsif 1 est à froid.
Le rayon moyen interne de la turbine haute pression Rmoyenjnt est égal à la moyenne arithmétique des rayons internes R1 des rotors 7b (roues d’aubes mobiles) de la turbine haute pression 7. Dans un étage donné, le rayon interne R1 d’un rotor 7b correspond à la distance, dans un plan normal à l’axe de rotation X de la turbine haute pression 7, entre la surface radiale externe du moyeu du rotor 7b (qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement dans le rotor 7b) et l’axe de rotation X, à mi- distance entre le bord d’attaque 7c et le bord de 7d fuite des aubes mobiles du rotor 7b au niveau du moyeu (à 50 % de la corde en pied d’aube), lorsque le système propulsif 1 est au repos.
Le dimensionnement de la turbine haute pression 7 de sorte à respecter la formule (1 ) définie plus haut permet d’obtenir un compromis entre un chargement aérodynamique acceptable en pied d’aube et un travail de détente suffisant pour augmenter le taux de compression du compresseur haute pression 5 (à iso-nombre d’étages) et donc augmenter le taux de compression global du système propulsif 1. Alternativement, un tel dimensionnement de la turbine haute pression 7 permet de réduire le taux de compression du compresseur basse pression 4 (à iso-taux de compression global), et donc de réduire son rayon moyen à iso-charge, ce qui permet d’améliorer le taux de dilution BPR du système propulsif 1. La turbine haute pression 7 peut en effet tourner à des vitesses de rotation (en tours par minute) suffisamment élevées pour permettre au compresseur haute pression 5 d’atteindre un taux de compression supérieur à 21 (en régime décollage) sans pour autant nécessiter d’augmenter le nombre d’étages dans le compresseur haute pression 5. Ainsi, pour une turbine haute pression 7 biétage, le compresseur haute pression 5 peut comprendre au moins huit étages et au plus onze étages, par exemple neuf étages.
Le diamètre de la turbine haute pression 7 peut en outre être suffisamment grand pour permettre le passage et, le cas échéant, les déplacements radiaux, d’un arbre basse pression 11 supercritique.
Dans une forme de réalisation, le rayon moyen interne de la turbine haute pression 11 Rmoyenjnt est au plus égal à 300 mm. Dans un système propulsif 1 à fort taux de dilution, la formule (1 ) donne par ailleurs un rayon moyen interne Rmoyenjnt au moins égal à 200 mm.
La température en entrée de la turbine basse pression Te peut être comprise entre 950°C et 1230°C.
Afin d’obtenir une turbine haute pression 7 dont le rayon moyen interne Rmoyenjnt respecte la formule (1 ), il est notamment possible de configurer le distributeur en sortie de la chambre de combustion 6 et la section de la veine d’écoulement en entrée de la turbine haute pression 7 de sorte que, en régime de décollage (tel que défini plus haut), le nombre de Mach dans la section de veine est sensiblement égal à 1. Pour cela, le rayon moyen de la turbine haute pression 7 est fixé par la charge aérodynamique acceptable dans la turbine haute pression 7, qui est elle-même définie par l’énergie qui doit être fournie au compresseur haute pression 5 et la vitesse de rotation de l’arbre haute pression 10 en vue d’obtenir le rapport de compression souhaité. La section de la veine d’écoulement dans la turbine haute pression 7 dépend quant à elle du débit réduit dans la veine d’écoulement à un Mach donné. Ici, la section de la veine d’écoulement peut donc être dimensionnée de sorte que le nombre de Mach dans la section de veine est égal à 1. Le rayon moyen interne Rmoyenjnt est alors déduit de la section de la veine ainsi dimensionnée et du rayon moyen déterminé à partir de la charge aérodynamique.
La vitesse de rotation de la turbine haute pression 7 peut alors être compris entre 15 000 tours par minute et 27 000 tours par minutes.
Des turbines haute pression 7 respectant la formule (1 ) peuvent alors présenter un rapport moyeu-tête, qui correspond au rapport entre le rayon externe R2 de la turbine haute pression 7 et le rayon interne R1 du rotor 7b (roues d’aubes mobiles) de la turbine haute pression 7, supérieur à 0,77 et inférieur à 0,90. Le rayon externe R2 de la turbine haute pression 7 et le rayon interne R1 sont mesurés ici dans un plan normal à l’axe de rotation X à 50 % de la corde en pied d’aube du rotor 7b le plus en aval de la turbine haute pression 7 (c’est-à-dire, du dernier étage de la turbine haute pression 7). Le rayon externe R2 de la turbine haute pression 7 correspond à la distance, dans ce plan, entre le sommet 7e des aubes du rotor 7b de la turbine haute pression 7 et l’axe de rotation X de la turbine haute pression 7, lorsque le système propulsif 1 est au repos. Le rayon interne R1 a été défini plus haut.
De telles turbines haute pression 7 présentent alors une section de sortie Ss optimisée. En effet, plus le rapport moyeu-tête est réduit, plus le diamètre externe de la turbine haute pression 7 est faible (à iso-section). Un rapport moyeu-tête compris entre 0,77 et 0,90, en combinaison avec une section d’entrée Se et une vitesse de rotation optimisés comme décrit plus haut, permet ainsi d’obtenir non seulement une turbine haute pression 7 plus efficace (de par sa vitesse de rotation adaptée), dans un encombrement adapté, tout en optimisant la surface de sortie qui détend les gaz en sortie de la chambre de combustion 5. Le dimensionnement de la turbine haute pression 7 de sorte à obtenir un rapport moyeu-tête compris entre 0,77 et 0,90 permet par conséquent de rendre la turbine haute pression 7 plus efficace, et donc de réduire la consommation spécifique du système propulsif 1 , sans pour autant pénaliser sa charge mécanique ou thermique.
Un système propulsif 1 comprenant une turbine haute pression 7 dont le rayon moyen interne Rmoyenjnt respecte la formule (1 ) peut alors présenter un taux de compression global, qui correspond au rapport de pression entre la pression en sortie du compresseur haute pression 5 et la pression en entrée du rotor de soufflante 9 (mesurée au niveau du pied du rotor de soufflante 9), supérieur ou égal à 40 et inférieur ou égal à 70, de préférence supérieur ou égal à 44 et inférieur ou égal à 55.
De plus, le système propulsif 1 comprend en outre un carter inter-turbines 24 s’étendant entre la turbine haute pression 7 et la turbine basse pression 8. Le carter inter-turbines délimite la veine d’écoulement entre la turbine haute pression 7 et la turbine basse pression 8 et comprend des aubes de guidage 25 configurées pour redresser un flux d’air sortant de la turbine haute pression 7 et permettent ainsi d’améliorer l’alimentation de la turbine basse pression 8 et donc l’efficacité du corps basse pression. Les aubes de guidage 25 présentent donc une surface aérodynamique configurée pour réorienter le flux d’air entrant dans la turbine basse pression 8. Dans une forme de réalisation, le système propulsif 1 comprend entre vingt et trente aubes de guidage 25.
Le cas échéant, le carter inter-turbines 24 forme un carter structural du système propulsif 1 permettant d’améliorer la dynamique d’ensemble du système propulsif 1. A cet effet, le carter interturbines comprend une virole interne montée sur un ensemble de paliers du système propulsif 1 , typiquement un palier arrière 26 de l’arbre haute pression, une virole externe qui peut être configurée pour faire reprendre les efforts mécaniques dans le système propulsif 1 , ainsi qu’une série de bras s’étendant radialement entre la virole interne et la virole externe et configurés pour permettre le passage de servitudes et la reprise des efforts mécaniques entre la virole interne et la virole externe. Les aubes de guidage 25 peuvent être distinctes des bras et s’étendre entre les bras et la turbine basse pression 8.
Figure imgf000013_0001
(a) Systèmes propulsifs avec soufflante carénée :
Le moteur 1 est un système propulsif double corps correspondant au standard technique actuel (à la date de dépôt de la présente demande) que l’on cherche à améliorer qui comprend une section de soufflante carénée.
Le moteur 2 est un système propulsif 1 double corps conforme à l’enseignement de la présente demande qui comprend une soufflante carénée.
Figure imgf000014_0001
Figure imgf000015_0001
Le rayon moyen interne de la turbine haute pression du moteur 1 ne respecte pas la formule revendiquée puisqu’il est inférieur à 236,9 mm. A contrario, le rayon moyen interne de la turbine haute pression 7 du moteur 2 respecte bien la formule revendiquée. Il ressort que le moteur 2 présente un chargement aérodynamique N22S plus faible en pied d’aube que le moteur 1 tout en conservant un travail de détente suffisant pour conserver le taux de compression du compresseur haute pression, à iso-nombre d'étages.
Pour passer du moteur 1 (de référence) au moteur 2 (conforme à la divulgation), le taux de compression global a été augmenté 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 . De plus, le diamètre D de la soufflante et le taux de dilution BPR ont été augmentés, ce qui a permis d’améliorer le rendement propulsif du moteur 2.
(b) Systèmes propulsifs avec soufflante non carénée : Le moteur 3 est un système propulsif double corps correspondant au standard technique actuel
(à la date de dépôt de la présente demande) que l’on cherche à améliorer qui comprend une section de soufflante non carénée.
Le moteur 4 est un système propulsif 1 double corps conforme à l’enseignement de la présente demande qui comprend une section de soufflante non carénée.
Figure imgf000015_0002
Figure imgf000016_0001
Le rayon moyen interne de la turbine haute pression du moteur 3 ne respecte pas la formule revendiquée puisqu’il est inférieur à 255,9 mm. A contrario, le rayon moyen interne de la turbine haute pression 7 du moteur 4 respecte bien la formule revendiquée. De manière analogue au moteur 2 caréné, le moteur 4 présente un chargement aérodynamique N22S plus faible en pied d’aube que le moteur 1 tout en conservant un travail de détente suffisant pour conserver le taux de compression du compresseur haute pression, à iso-nombre d'étages.
Pour passer du moteur 3 (de référence) au moteur 4 (conforme à la divulgation), le diamètre de la soufflante D a été réduit ainsi que le taux de dilution afin de faciliter l’intégration du moteur 4 sous aile. Le rapport de pression de la soufflante a par ailleurs été légèrement augmenté (tout en restant très inférieur à 1 ,45) pour conserver la poussée de la soufflante. Le taux de compression global a en outre été augmenté, ainsi que la température en entrée de la turbine haute pression, afin d’améliorer le rendement thermique du corps haute pression et de compenser la perte de consommation spécifique liée à l’augmentation du rapport de pression de la soufflante. Le nombre d’étages dans le compresseur basse pression a par ailleurs été augmenté pour augmenter le taux de compression global. La réduction du diamètre de la soufflante permet une plus grande compacité du système propulsif facilitant son installation sur aéronef et une réduction de la masse du système propulsif favorable à la réduction de consommation de l’aéronef.

Claims

REVENDICATIONS
1. Système propulsif (1 ) aéronautique comprenant :
- une première turbine (8) configurée pour entrainer un premier compresseur (4) par l’intermédiaire d’un premier arbre (11 ) ;
- une deuxième turbine (7) configurée pour entrainer un deuxième compresseur (5) par l’intermédiaire d’un deuxième arbre (10), le deuxième arbre (10) étant configuré pour tourner à une vitesse plus élevée que le premier arbre (11 ) ;
- un rotor de soufflante (9) raccordé à un arbre de soufflante (20) ;
- un mécanisme de réduction (19) couplant le premier arbre (11 ) et l’arbre de soufflante (20) afin d’entrainer l’arbre de soufflante (20) à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation du premier arbre (11 ); dans lequel un rayon moyen interne de la deuxième turbine (7) est au moins égal à :
RayonmoyenJnt > A * * (Te + Tref) ' ’ GAMMA- * 103 - B
Figure imgf000018_0001
où : Rmoyenjnt est le rayon moyen interne de la deuxième turbine (7) en millimètres (mm) ;
D est le diamètre du rotor de soufflante (9) en millimètres (mm), mesuré dans un plan normal à l’axe 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) ;
BPR est le taux de dilution du système propulsif (1 ) et est mesuré lorsque le système propulsif (1 ) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ;
Te est la température en entrée de la première turbine (8) lorsque le système propulsif (1 ) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius (°C) ;
Tref = 273 K ;
GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air ; et
A = 593 (°C)-1/2 et B = 6,5 millimètres (mm).
2. Système propulsif (1 ) selon la revendication 1 , dans lequel le rayon moyen interne de la deuxième turbine (7) est au plus égal à 300 mm.
3. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 et 2, dans lequel un rapport moyeu-tête de la deuxième turbine (7) est supérieur à 0,77 et inférieur à 0,90.
4. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 3, comprenant un outre un carter interturbines (24) monté sur un ensemble de palier (26), le carter inter-turbines s’étendant entre la première turbine (8) et la deuxième turbine (7).
5. Système propulsif (1 ) selon la revendication 4, dans lequel le carter inter-turbines (24) comprend une série d’aubes de guidage (25) configurées pour redresser un flux d’air en entrée de la première turbine (8).
6. Système propulsif (1 ) selon la revendication 5, comprenant entre vingt et trente aubes de guidage (25).
7. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 6, dans lequel la deuxième turbine (7) est biétage.
8. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 7, dans lequel le deuxième compresseur (5) comprend au moins huit étages et au plus onze étages.
9. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 8, dans lequel le diamètre du rotor de soufflante (9) est compris entre 80 pouces (2 032 mm) et 185 pouces (4 699 mm) inclus, de préférence entre 85 pouces (2 159 mm) et 120 pouces (3 048 mm) inclus, par exemple de l’ordre de 90 pouces (2 286 mm).
10. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 9, dans lequel le rotor de soufflante (9) est caréné et 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. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 10, dans lequel le rotor de soufflante (9) est non caréné et un taux de dilution du système propulsif (1 ) est supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus.
12. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 11 , dans lequel le mécanisme de réduction (19) présente un taux de réduction supérieur ou égal à 2,5, de préférence supérieur ou égal à 3,0 et inférieur ou égal à 11 ,0.
13. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 12, dans lequel la première turbine (8) comprend au moins trois étages et au plus cinq étages.
14. Système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 13, dans lequel le premier compresseur (4) comprend au moins deux étages et au plus quatre étages.
15. Aéronef (100) comprenant au moins un système propulsif (1 ) selon l’une des revendications 1 à 14 fixé à l’aéronef (100) par l’intermédiaire d’un mât.
16. Procédé de dimensionnement d’un système propulsif (1 ) comprenant un mécanisme de réduction (19) couplant une première turbine (8) et un rotor de soufflante (9) pour entrainer le rotor de soufflante (9) à une vitesse inférieure à une vitesse de la première turbine (8), et une deuxième turbine (7) configurée pour tourner à une vitesse plus élevée que la première turbine (8), la deuxième turbine (7) étant dimensionnée de sorte qu’un rayon moyen interne de la deuxième turbine (7) est au moins égal à :
RayonmoyenJnt > A * 103 - B
Figure imgf000020_0001
où : Rmoyenjnt est le rayon moyen interne de la deuxième turbine (7) en millimètres (mm) ;
D est le diamètre du rotor de soufflante (9) en millimètres (mm), mesuré dans un plan normal à l’axe 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) ;
BPR est le taux de dilution du système propulsif (1 ) et est mesuré lorsque le système propulsif (1 ) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer ;
Te est la température en entrée de la première turbine (8) lorsque le système propulsif (1) est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius (°C) ;
Tref = 273 K ;
GAMMA est le coefficient adiabatique de l’air ; et
A = 593 (°C)-1/2 et B = 6,5 millimètres (mm).
17. Procédé de fabrication d’un système propulsif (1 ) comprenant les étapes suivantes : dimensionner le système propulsif conformément à la revendication 16 ; et fabriquer le système propulsif.
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