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 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.

Toutefois, l’amélioration du taux de dilution BPR et du rapport de pression de la soufflante implique d’augmenter le diamètre de la soufflante et par extension les dimensions externes du système propulsif (et donc sa masse et sa traînée), ce qui rend l’intégration du système propulsif plus difficile en plus d’augmenter sa masse et sa consommation spécifique. Le débit dans le corps haute pression et la taille du corps haute pression sont par ailleurs réduits, ce qui impose des limitations sur le corps basse pression. En particulier, l’arbre basse pression étant logé dans l’arbre haute pression, la diminution de la taille du corps basse pression (et donc de l’arbre haute pression) implique de diminuer le diamètre de l’arbre haute basse pression, qui de ce fait peut devenir supercritique. Or, un arbre supercritique comprend un mode de déformation en flexion dans une plage de fonctionnement du système propulsif. La dynamique de l’arbre basse pression doit alors être maîtrisée afin que le mode de déformation n’apparaisse pas dans une plage stabilisée pour ne pas risquer d’endommager le système propulsif.

EXPOSE

Un but de la présente demande est d’optimiser les performances du système propulsif en termes de consommation spécifique, de masse et de trainée, tout en garantissant la possibilité d’intégrer le système propulsif dans un aéronef.

Il est à cet effet proposé, selon un premier aspect, un système propulsif aéronautique comprenant :

- un arbre d’entrainement mobile en rotation autour d’un axe de rotation ;

- un arbre de soufflante ;

- une section de soufflante comprenant un rotor de soufflante non caréné entrainé en rotation par l’arbre de soufflante, le rotor de soufflante comprenant une pluralité d’aubes ;

- un mécanisme de réduction couplant l’arbre d’entrainement et l’arbre de soufflante afin d’entrainer l’arbre de soufflante à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement ; une densité de poussée par aube du rotor de soufflante du système propulsif étant supérieure ou égale à 5,0 x 10 ⁴ et inférieure ou égale à 10,0 x 10 ⁴ N/m ² où la densité de poussée par aube est définie par la formule suivante : 100 et où : FN est la poussée générée par le rotor de soufflante et est mesurée lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Newton (N) ; n est le nombre de aubes (14) dans le rotor de soufflante ; et

D est le diamètre du rotor de soufflante, mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante, et est exprimé en mètres (m).

Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du système propulsif aéronautique selon le premier aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison :

- une densité de puissance par aube du rotor de soufflante est supérieure ou égale à 3,65 x 10 ⁶ et inférieure ou égale à 7,50 x 10 ⁶ W/m ² , où la densité de puissance par aube du rotor de soufflante est définie par la formule suivante : . 100 et où la puissance de la soufflante correspond à la puissance du rotor de soufflante et est mesurée lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Watts (W) ;

- la section de soufflante présente en outre un taux de compression de soufflante, correspondant à un rapport de pression entre une sortie du rotor de soufflante et une entrée du rotor de soufflante inférieur ou égal à 1 ,45, de préférence inférieur ou égal à 1 ,30 ;

- le diamètre du rotor de soufflante est compris entre 80 pouces (203,2cm) et 185 pouces (469,9cm) inclus, de préférence entre 120 pouces (304,8 cm) et 170 pouces (431 ,8 cm) inclus, par exemple de l’ordre de 156 pouces (396,2 cm) ;

- un taux de dilution du système propulsif est supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus ;

- une vitesse périphérique au sommet des aubes du rotor de soufflante, lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, est comprise entre 210 m/s et 260 m/s ;

- un rapport moyeu-tête du rotor de soufflante est compris entre 0,22 et 0,34 ;

- le système propulsif comprend en outre une turbine d’entrainement et un compresseur raccordés directement par l’arbre d’entrainement, la turbine d’entrainement comprenant au moins trois et au plus cinq étages ;

- le compresseur comprend au moins deux et au plus quatre étages ;

- le système propulsif comprend en outre une turbine haute pression et un compresseur haute pression raccordés par l’intermédiaire d’un arbre haute pression, l’arbre haute pression tournant plus rapidement que l’arbre d’entrainement, la turbine haute pression étant biétage ;

- le compresseur haute pression comprend au moins huit et au plus onze étages ; et/ou

- le rotor de soufflante comprend au moins dix aubes de soufflante et au plus dix-huit aubes de soufflante, de préférence au moins douze aubes de soufflante et au plus seize aubes de soufflante.

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 d’un système propulsif comprenant un mécanisme de réduction couplant un arbre d’entrainement et un rotor de soufflante pour entrainer le rotor de soufflante non caréné à une vitesse inférieure à une vitesse de l’arbre d’entrainement. Le rotor de soufflante est dimensionné de sorte qu’une densité de poussée par aube du rotor de soufflante du système propulsif est supérieure ou égale à 5,0 x 10 ⁴ et inférieure ou égale à 10,0 x 10 ⁴ N/m ² où la densité de poussée par aube du rotor de soufflante est définie par la formule suivante : 100 et où : FN est la poussée du rotor de soufflante et est mesurée lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Newton (N) ; n est le nombre de aubes dans le rotor de soufflante ; et

D est le diamètre de soufflante, mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante, et est exprimé en mètres (m). Optionnellement, le rotor de soufflante (9) peut en outre être dimensionné de sorte qu’une densité de puissance par aube du rotor de soufflante est supérieure ou égale à 3,65 x 10 ⁶ et inférieure ou égale à 7,50 x 10 ⁶ W/m ² , où la densité de puissance par aube du rotor de soufflante est définie par la formule , . suivante : 100 et où la puissance du rotor de soufflante est mesurée lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Watt (W).

Selon un quatrième aspect, il est proposé un procédé de fabrication d’un système propulsif comprenant les étapes suivantes :

- dimensionner le système propulsif conformément au troisième aspect ; et

- fabriquer le système propulsif.

DESCRIPTION DES FIGURES

D’autres caractéristiques, buts et avantages ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels :

La figure 1 est une vue schématique, partielle et en coupe d’un exemple de système propulsif conforme à un mode de réalisation, dans lequel la section de soufflante est non carénée ;

La figure 2 est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction planétaire ;

La figure 3 est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction épicycloïdal ;

La figure 4 est un exemple d’aéronef pouvant comprendre au moins un système propulsif conforme à un mode de réalisation ;

La figure 5 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 (hélice) de la section de soufflante 2 sont entrainés en rotation par le rotor de la turbine basse pression 8 par l’intermédiaire d’un arbre basse pression 11. Ainsi, le corps primaire 3 comprend un corps haute pression comprenant le compresseur haute pression 5, la turbine haute pression 7 et l’arbre haute pression 10, et un corps basse pression comprenant la section de soufflante 2, le compresseur basse pression 4, la turbine basse pression 8 et l’arbre basse pression 11. La vitesse de rotation du corps haute pression est supérieure à la vitesse de rotation du corps basse pression. Dans un système propulsif 1 à triple-corps, la section de turbine 7, 8 comprend en outre une turbine intermédiaire, positionnée entre la turbine haute pression 7 et la turbine basse pression 8 et configurée pour entrainer le rotor du compresseur basse pression 4 par l’intermédiaire d’un arbre intermédiaire. Le rotor de soufflante 9 et le rotor du compresseur haute pression 5 restent entrainés par l’arbre basse pression 11 et l’arbre haute pression 10, respectivement.

L’arbre basse pression 11 est généralement logé, sur un tronçon de sa longueur, dans l’arbre haute pression 10 et est coaxial à l’arbre haute pression 10. L’arbre basse pression 11 et l’arbre haute pression 10 peuvent être corotatifs, c’est-à-dire être entraînés dans le même sens autour de l’axe longitudinal X. En variante, l’arbre basse pression 11 et l’arbre haute-pression sont contrarotatifs, c’est- à-dire être entraînés dans des sens opposés autour de l’axe longitudinal X. Le cas échéant, l’arbre intermédiaire est logé entre l’arbre haute pression 10 et l’arbre basse pression 11. L’arbre intermédiaire et l’arbre basse pression 11 peuvent être corotatifs ou contrarotatifs.

La section de soufflante 2 comprend au moins le rotor de soufflante 9 propre à être entrainé en rotation par rapport à une partie stator du système propulsif 1 par la section de turbine 7, 8. Chaque rotor de soufflante 9 comprend un moyeu 13 et des aubes 14 s’étendant radialement à partir du moyeu 13. Les aubes 14 de chaque rotor 9 peuvent être fixes par rapport au moyeu 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, 3 ^e 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.

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 entraîné par l’arbre basse pression 11 par l’intermédiaire du mécanisme de réduction 19 et de l’arbre de soufflante 20 à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de la turbine 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 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.

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 2) et comprendre un pignon solaire 19a (entrée du mécanisme de réduction 19), centré sur un axe X de rotation du mécanisme de réduction 19 (généralement confondu avec l’axe longitudinal X) et configuré pour être entrainé en rotation par l’arbre basse pression 1 1 , une couronne 19b (sortie du mécanisme de réduction 19) coaxiale avec le pignon solaire 19a et configurée pour entrainer en rotation l’arbre de soufflante 20 autour de l’axe X de rotation, et une série de satellites 19c répartis circonférentiellement autour de l’axe X de rotation entre le pignon solaire 19a et la couronne 19b, chaque satellite 19c étant engrené intérieurement avec le pignon solaire 19a et extérieurement avec la couronne 19b. La série de satellites 19c est montée sur un porte-satellites 19d qui est fixe par rapport à une partie stator 19e du système propulsif 1 , par exemple par rapport à un carter de la section de compresseur 4, 5. Selon une deuxième variante, le mécanisme de réduction 19 peut être épicycloïdal (« planetary » en anglais) (Figure 3), auquel cas la couronne 19b est montée fixement sur la partie stator 19e du système propulsif 1 et l’arbre de soufflante 20 est entrainé en rotation par le porte-satellites 19d (qui est donc mobile en rotation par rapport à une partie stator 19e du système propulsif 1 , par exemple par rapport à un carter de la section de compresseur 4, 5).

Quelle que soit la configuration du mécanisme de réduction 19, le diamètre de la couronne 19b et du porte satellites 19d sont supérieurs au diamètre du pignon solaire 19a, de sorte que la vitesse de rotation du rotor de soufflante 9 est inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre basse pression 11 .

Le taux de réduction du mécanisme de réduction 19 est supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11 , de préférence 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 33.87)), 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’optimiser les performances du système propulsif 1 en termes de consommation spécifique, de masse et de trainée, tout en garantissant la possibilité d’intégrer le système propulsif 1 dans un aéronef 100, la densité de poussée par aube 14 du rotor de soufflante 9 est supérieure ou égale à 5,0 x 10 ⁴ et inférieure ou égale à 10,0 x 10 ⁴ N/m ² où la densité de poussée par aube 14 est définie par la formule suivante : 100 et où : FN est la poussée générée par le rotor de soufflante 9 et est exprimée en Newton (N) ; n est le nombre d’aubes 14 dans le rotor de soufflante 9 ; et

D est le diamètre du rotor de soufflante 9, mesuré dans un plan normal à l’axe X de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet 21 et un bord d’attaque 22 des aubes 14 du rotor de soufflante 9, et est exprimé en mètres (m). A noter que la figure 1 étant une vue partielle, le diamètre D n’est que partiellement visible.

Lorsque le système propulsif 1 comprend deux rotors de soufflante 9, la densité de poussée par aube 14 du rotor de soufflante est inférieure ou égale à 4,0 x 10 ⁴ N/m ² .

En effet, la Déposante s’est aperçue du fait que, lorsque la densité de poussée est inférieure à 5,0 10 ⁴ N/m ² , il était difficile d’intégrer le système propulsif 1 car celui-ci était trop volumineux, présentait une masse trop importante et générait une trainée excessive. Par ailleurs, lorsque la densité de poussée est supérieure à 10,0 x 10 ⁴ N/m ² , les performances du système propulsif 1 en termes de consommation spécifique sont dégradées. Le dimensionnement du système propulsif 1 de sorte que la densité de poussée par aube 14 du rotor de soufflante 9 est comprise entre 5,0 x 10 ⁴ et 10,0 x 10 ⁴ N/m ² permet donc d’obtenir un compromis entre l’intégration et les performances du système propulsif 1 lorsque le système propulsif 1 comprend un mécanisme de réduction 19 et présente un taux de dilution élevé. Un tel intervalle de densité de poussée par aube 14 est en outre compatible avec un rapport de pression de soufflante inférieur à 1 ,45, ce qui permet d’optimiser le rendement propulsif du système propulsif 1 .

A titre d’exemple, un système propulsif 1 conforme à l’invention comprenant un rotor de soufflante non caréné et dont la densité de poussée par aube de soufflante 14 est égale à 6,5 x 10 ⁴ N/m ² peut présenter un diamètre de soufflante inférieur de 13 % par rapport au même système propulsif dont la densité de poussée par aube de soufflante est égale à 4,5 x 10 ⁴ N/m ² , ce qui facilite son intégration sous aile sans porter préjudice à son efficacité. La densité de poussée par aube du système propulsif 1 est influencée au premier ordre par le diamètre D du rotor de soufflante et le taux de pression de la section de soufflante 2. Le taux de dilution, le taux de compression global et le nombre d’étages dans les sections de compression et de turbine n’ont généralement pas voire peu d’impact sur la densité de poussée par aube 14.

Ainsi, le dimensionnement et la fabrication du système propulsif 1 de sorte à obtenir une densité de poussée par aube 14 comprise entre 5,0x 10 ⁴ N/m ² et 10,0 x 10 ⁴ N/m ² peut être réalisé en fixant tout d’abord la poussée (FN) que l’on souhaite générer avec la section de soufflante 2 et en modifiant le diamètre (D) du rotor de soufflante (et donc le taux de pression de la section de soufflante 2) de manière à obtenir une telle poussée. Par rapport à un système propulsif avec mécanisme de réduction conventionnel, le diamètre D peut par exemple être légèrement réduit pour permettre l’intégration du système propulsif sous aile, et le taux de pression de soufflante 2 peut être adapté en fonction afin d’obtenir la poussée recherchée. Le nombre d’aubes 14 de soufflante (n) et la vitesse de rotation du rotor de soufflante 9 peuvent par ailleurs être adaptés afin de respecter des exigences de performance, d’acoustique et d’intégration. En fonction des caractéristiques aérodynamiques de la section de soufflante 2, le système propulsif 1 peut être modifié de sorte à intégrer un mécanisme de changement de pas 15, 15a permettant d’adapter le calage des aubes 14 du rotor 9 (et éventuellement des aubes 16 du stator 17) de la section de soufflante 2. Par ailleurs, selon le bilan de performance intégrée (bilan consommation de carburant du système propulsif 1 intégré dans l’aéronef (masse, consommation spécifique, traînée)) et les contraintes avion (en termes d’intégration et de contrainte de programme), la section de soufflante 2 peut comprendre un unique rotor de soufflante 9 ou deux rotors de soufflante 9 contrarotatifs. Enfin, le cycle thermodynamique est adapté aux différents paramètres ainsi dimensionnés (diamètre de soufflante, nombre d’aubes, taux de pression de la section de soufflante 2, taux de compression global, etc.) du système propulsif 1 : en particulier le débit du générateur de gaz peut être réduit et le taux de réduction du mécanisme de réduction 19 peut être augmenté.

Pour des densités de poussée par aube 14 comprises entre 5,0 x 10 ⁴ et 10,0 x 10 ⁴ N/m ² , le diamètre D du rotor de soufflante peut alors être compris entre 80 pouces (203,2cm) et 185 pouces (469,9cm) inclus, de préférence supérieur ou égal à 100 pouces (254 cm), par exemple entre 120 pouces (304,8 cm) et 170 pouces (431 ,8 cm), par exemple 156 pouces (396,2 cm), ce qui permet d’intégrer le système propulsif 1 de manière conventionnelle, en particulier sous l’aile d’un aéronef.

Le rotor de soufflante 9 comprend par ailleurs au moins dix aubes 14 et au plus dix-huit aubes 14, de préférence au moins douze aubes 14 et au plus seize aubes 14. Le nombre d’aubes 16 dans le stator de soufflante 17 dépend des critères acoustiques définis pour le système propulsif 1 et est au inférieur au nombre d’aubes 14 du rotor de soufflante 9.

Afin d’améliorer encore le rendement propulsif du système propulsif 1 , la densité de puissance par aube 14 du rotor de soufflante 9 est supérieure ou égale à 3,65 x 10 ⁶ et inférieure ou égale à 7,50 x 10 ⁶ W/m ² , où la densité de puissance par aube 14 du rotor de soufflante 9 est définie par la formule suivante : 100 où la puissance de la soufflante correspond à la puissance du rotor de soufflante 9 et est exprimée en Watts (W).

Le rotor de soufflante 9 présente par ailleurs un rapport moyeu-tête compris entre 0,22 et 0,34, ce qui permet l’intégration du mécanisme de changement de pas 15. Le rapport moyeu-tête correspond au rapport entre le rayon interne Ri et le rayon externe R _e du rotor de soufflante 9. Le rayon interne Ri correspond à la distance entre l’axe de rotation X et le point d’intersection entre le bord d’attaque 22 et la surface qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante 9 (et correspond au point de raccordement du bord d’attaque 22 avec la surface aérodynamique d’une plateforme du rotor de soufflante 9). Le rayon externe R _e correspond à la distance entre l’axe de rotation X et le point d’intersection entre le bord d’attaque 22 et le sommet 21 des aubes de soufflante (et correspond à la moitié du diamètre D de soufflante). Plus le rapport moyeu-tête est faible, plus le rotor de soufflante 9 est performant. Toutefois, la diminution du rapport moyeu-tête du rotor de soufflante 9 implique une augmentation de la charge mécanique du moyeu 13 du rotor de soufflante 9. Le dimensionnement du rotor de soufflante 9 de sorte que son rapport moyeu-tête est compris entre 0,22 et 0,34 permet en particulier d’obtenir une densité de poussée et une densité de puissance par aube 14 dans les intervalles définis plus haut.

Un système propulsif 1 à double corps présentant une densité de poussée et une densité de puissance par aube 14 du rotor de soufflante 9 dans les intervalles définis ci-dessus peut notamment comprendre une turbine haute pression 7 biétage, un compresseur haute pression 5 comprenant au moins huit étages et au plus onze étages, une turbine basse pression 8 comprenant au moins trois étages et au plus cinq étages et un compresseur basse pression 4 comprenant au moins deux étages et au plus quatre étages.

Exemple comparatif :

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 non carénée.

Le moteur 2 est un système propulsif 1 double corps conforme à l’enseignement de la présente demande présentant comprenant une section de soufflante non carénée, deux arbres et une densité de poussée par aube de soufflante égale à 6,53 x 10 ⁴ N/m ² .

Le moteur 1 présente une densité de poussée par aube de soufflante supérieure à 4,7 x 10 ⁴ N/m ² tandis que le moteur 2 présente une densité de poussée par aube de soufflante comprise entre 5,0 N/m ² et 10,0 x 10 ⁴ N/m ² . Il ressort que, grâce à sa densité de poussée par aube de soufflante améliorée, le moteur 2 présente une plus grande compacité et une masse plus faible que le moteur 1 . Dans le présent exemple comparatif, la réduction de masse de la section de soufflante 2 est estimée à une vingtaine de pourcents. Dans la mesure où la section de soufflante représente un tier de la masse du système propulsif 1 , cela revient à réduire d’environ 7% la masse du système propulsif 1 avec des effets induits sur l’aéronef (masse en porte-à-faux, réduction du diamètre du rotor de soufflante 9, etc.). Le moteur 2 peut donc être plus facilement installé sur un aéronef 100, à température en entrée de la turbine basse pression 8 et poussée de soufflante équivalentes.

Pour passer du moteur 1 (de référence) au moteur 2 (conforme à la divulgation), le diamètre D de la soufflante et le taux de dilution BPR ont été réduits, ce qui a permis d’améliorer l’intégration du moteur 2. Le rapport de pression de la section de soufflante du moteur 2 a en revanche été légèrement augmenté (tout en restant inférieur à 1 ,45) pour conserver une poussée équivalente. De plus, le taux de compression global a été augmenté sans pour autant augmenter la température en entrée de la turbine haute pression 7, ce qui améliore le rendement du corps primaire sans augmenter la charge thermique de la turbine basse pression 8. Enfin, dans la mesure où la température de la turbine basse pression 8 a été maintenue stable, il a été possible d’augmenter son chargement mécanique (Ni ² S) afin de réduire son nombre d’étages.