[go: up one dir, main page]

FR3042011B1 - Ensemble de propulsion d'un aeronef equipe d'une soufflante principale et d'au moins une soufflante deportee - Google Patents

Ensemble de propulsion d'un aeronef equipe d'une soufflante principale et d'au moins une soufflante deportee Download PDF

Info

Publication number
FR3042011B1
FR3042011B1 FR1559480A FR1559480A FR3042011B1 FR 3042011 B1 FR3042011 B1 FR 3042011B1 FR 1559480 A FR1559480 A FR 1559480A FR 1559480 A FR1559480 A FR 1559480A FR 3042011 B1 FR3042011 B1 FR 3042011B1
Authority
FR
France
Prior art keywords
turbine
auxiliary
blower
power transmission
transmission system
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
FR1559480A
Other languages
English (en)
Other versions
FR3042011A1 (fr
Inventor
Marc Michel Curlier Augustin
Pierre Jean Pertat Adrien
Jean Philippe Reigner Pierre-Alain
Laurent SOULAT
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
SNECMA SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS, SNECMA SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Priority to FR1559480A priority Critical patent/FR3042011B1/fr
Priority to US15/765,404 priority patent/US11015521B2/en
Priority to PCT/FR2016/052569 priority patent/WO2017060629A1/fr
Priority to US15/764,864 priority patent/US11174781B2/en
Priority to PCT/FR2016/052567 priority patent/WO2017060628A1/fr
Publication of FR3042011A1 publication Critical patent/FR3042011A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR3042011B1 publication Critical patent/FR3042011B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/04—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions characterised by the transmission driving a plurality of propellers or rotors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D15/00—Adaptations of machines or engines for special use; Combinations of engines with devices driven thereby
    • F01D15/12—Combinations with mechanical gearing
    • 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
    • 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
    • F02C3/10—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with another turbine driving an output shaft but not driving the compressor
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/31—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation
    • F05D2250/312—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation the axes being parallel to each other
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/40—Transmission of power
    • F05D2260/403—Transmission of power through the shape of the drive components
    • F05D2260/4031—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing
    • F05D2260/40311—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing of the epicyclical, planetary or differential type

Landscapes

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

Abstract

La présente invention porte sur un ensemble de propulsion d'un aéronef comprenant : - au moins une turbine principale (5, 6) montée suivant un axe longitudinal (XX); - au moins une soufflante principale (8) disposée suivant l'axe longitudinal (XX) et entrainée en rotation par ladite turbine principale; - au moins une turbine auxiliaire (7) montée suivant l'axe longitudinal (XX), la turbine auxiliaire étant indépendante de la turbine principale, - au moins une soufflante auxiliaire (9, 9') d'axe (XY, XY') décalé par rapport à l'axe longitudinal (XX) et entrainée par la turbine auxiliaire.

Description

Ensemble de propulsion d’un aéronef équipé d’une soufflante principale et d’au moins une soufflante déportée )
Domaine de l’invention
La présente invention concerne le domaine aéronautique et porte sur un ensemble propulsif comportant au moins deux soufflantes entraînées par un même moteur. Elle vise en particulier, une soufflante disposé suivant le générateur de gaz et au moins une soufflante déportée par rapport à l’axe du générateur de gaz.
Etat de l’art
Le présent déposant a entrepris des travaux portant sur une architecture d’ensemble propulsif à au moins deux soufflantes distribuées. Ceux ci ont pour objectifs de rechercher une optimisation du rendement propulsif grâce à un fort taux de dilution, tout en conservant une garde au sol acceptable et des soufflantes de taille réduite ayant un régime différent de celui de la turbine.
Une des solutions pour continuer à augmenter le taux de dilution sans compromettre les règles établies en terme d’intégration est de distribuer la propulsion sur divers modules de soufflantes de dimensions plus restreintes. Un schéma de principe d’un tel ensemble 1 est représenté sur la figure 1. Un générateur de gaz 3, comprend de façon classique un ensemble de compression alimentant en air une chambre de combustion annulaire ; les gaz issus de la chambre entraînent une ou plusieurs turbines reliées mécaniquement au compresseur et ici une turbine de puissance 5. Cette dernière est solidaire d’un arbre de puissance 6 coaxial au générateur de gaz 3. Cet arbre de puissance 6 entraîne par le biais d’un système de transmission approprié deux arbres radiaux intermédiaires entraînant chacun un arbre de soufflante 9, 9’ déporté, c'est-à-dire d’axe décalé par rapport à l’axe du générateur de gaz. Les arbres des soufflantes 9 et 9’ entraînent chacun une soufflante 10, 10’ d’axe déporté à celui du moteur. Un tel agencement permet d’atteindre les objectifs visés ci-dessus.
Toutefois, la réalisation d’un système de transmission de ce type est complexe. Le jet du générateur de gaz « cisaille » directement l’air à température ambiante et génère un fort bruit caractéristique des avions de chasse à faible taux de dilution ou mono flux. A cela s’ajoute le fait que le générateur de gaz est très exposé aux ingestions de corps étrangers contrairement au cas d’une architecture classique où celui-ci est protégé par une soufflante.
La présente invention a pour objectif de remédier à ce problème.
En particulier elle a pour objectif un agencement qui permet de conserver une architecture connue tout en augmentant le taux de dilution.
Exposé de l’invention
On parvient à réaliser cet objectif avec un ensemble de propulsion d’un aéronef comprenant : - au moins une turbine principale montée suivant un axe longitudinal ; - au moins une soufflante principale disposée suivant l’axe longitudinal et entraînée en rotation par ladite turbine principale; - au moins une turbine auxiliaire montée suivant l’axe longitudinal, la turbine auxiliaire étant indépendante de la turbine principale ; et - au moins une soufflante auxiliaire d’axe décalé par rapport à l’axe longitudinal et entraînée par la turbine auxiliaire.
Ainsi, lorsque le deuxième système de transmission de puissance est agencé en aval de la turbine d’entrainement de la soufflante principale, et, lorsque l’entrainement des soufflantes principale et auxiliaire(s) est réalisé par des turbines différentes et indépendantes, celles-ci sont déchargées en couple.
Lorsque le deuxième système de transmission de puissance est agencé en amont du générateur de gaz cela permet de faciliter sont intégration car il s’agit d’une zone où les contraintes liées à la thermique (température de fonctionnement, dilatation des pièces, ...) sont bien moins fortes. L’ensemble selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres : - la turbine auxiliaire comprend une turbine libre de puissance entraînée par le générateur de gaz et entraînant en rotation la soufflante auxiliaire; - l’ensemble comprend deux soufflantes auxiliaires et deux turbines auxiliaires indépendantes l’une de l’autre et de la turbine principale ; - les soufflantes auxiliaires sont entraînées respectivement par une turbine auxiliaire ; - l’ensemble comprend un premier système de transmission de puissance relié à la soufflante auxiliaire et un deuxième système de transmission de puissance relié au premier système de transmission de puissance, le deuxième système de transmission de puissance étant agencé : o en aval de la turbine auxiliaire entre la turbine auxiliaire et la soufflante auxiliaire, ou o en amont de la turbine auxiliaire entre la soufflante auxiliaire et la soufflante principale. - le premier et/ou le deuxième système de transmission de puissance comprend un système d’engrenages différentiel ; - le système d’engrenage différentiel comprenant un carter, un arbre axial d’entrée, un porte-satellites entraîné par l’arbre d’entrée, des pignons satellites montés sur le porte-satellites, au moins un pignon de renvoi supporté par le carter et des arbres radiaux perpendiculaires chacun à l’arbre axial d’entrée, les arbres radiaux étant solidaires des pignons planétaires, le porte-satellites et l’arbre d’entrée étant coaxiaux, le porte-satellites formant un moyeu sur lequel les axes de rotation des satellites sont disposés radialement. - le premier et/ou le deuxième système de transmission de puissance comprend un réducteur de vitesse ; - le réducteur de vitesse est un mécanisme épicycloïdal ; - le premier et/ou le deuxième système de transmission de puissance comprend en série deux joints homocinétiques avec une liaison à glissière. - Le premier et/ou le deuxième système de transmission de puissance est localisé dans une zone de moteur non contrainte thermiquement, notamment en amont du générateur de gaz. - Le premier et/ou deuxième système de transmission de puissance est localisé en aval de la turbine. L’invention porte également sur un ensemble de propulsion comprenant de propulsion d’un aéronef comprenant : - au moins une turbine montée suivant un axe longitudinal; - au moins une soufflante principale disposée suivant l’axe longitudinal et entraînée en rotation par ladite turbine; - au moins une turbine auxiliaire montée suivant l’axe longitudinal; - au moins une soufflante auxiliaire d’axe décalé par rapport à l’axe longitudinal et entraînée par la turbine auxiliaire, la soufflante auxiliaire étant reliée à un premier système de transmission de puissance ; et - un deuxième système de transmission de puissance relié au premier système de transmission de puissance, le deuxième système de transmission de puissance étant agencé : o en aval de la turbine auxiliaire entre la turbine auxiliaire et la soufflante auxiliaire, o ou en amont de la turbine auxiliaire entre la soufflante auxiliaire et la soufflante principale.
Présentation des figures D’autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui suit d’un mode réalisation de l’invention non limitatif en référence aux dessins annexés sur lesquels
La figure 1 est une représentation schématique d’une architecture d’ensemble de propulsion d’aéronef selon l’art antérieur ;
La figure 2 représentation de manière schématique un premier mode de réalisation de l’agencement d’un module de soufflante auxiliaire entraîné par une turbine auxiliaire ;
La figure 3 représentation de manière schématique un deuxième mode de réalisation de l’agencement d’un module de soufflante auxiliaire dans une architecture standard ;
La figure 4 montre une représentation schématique d’une variante du premier mode de réalisation selon la figure 3 ;
La figure 5 montre une représentation schématique de l’agencement du module de soufflante auxiliaire suivant un autre mode de réalisation de l’invention ;
La figure 6 illustre de manière schématique une variante du mode de réalisation selon la figure 5 ;
La figure 7 illustre suivant une représentation schématique un autre mode de réalisation dans lequel il est agencé deux modules de soufflantes auxiliaires déportés par rapport à un générateur de gaz en amont duquel est installée une soufflante principale ;
La figure 8 illustre de manière schématique une variante du mode de réalisation selon la figure 7 ;
La figure 9 est une vue schématique d’un autre mode de réalisation de l’invention dans lequel deux modules de soufflantes sont déportés par rapport à l’axe d’un générateur de gaz double corps en amont duquel est installée une soufflante principale ;
La figure 10 est une variante du mode de réalisation selon la figure 9 ;
Description détaillée d’un mode de réalisation de l’invention
Sur la figure 2 est représenté un ensemble 1 de propulsion d’un aéronef selon un premier mode de réalisation. Dans cet exemple l’ensemble de propulsion 1 est représenté monté sur la voilure 20 d’un aéronef. Cet ensemble 1 comprend suivant un axe longitudinal XX de l’amont vers l’aval un compresseur 2 basse pression (BP), un compresseur 3 haute pression (HP), une chambre de combustion 4, une turbine 5 haute pression (BP) et un turbine 6 basse pression (HP). Dans la présente invention, et de manière générale, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport à la circulation des gaz dans l’ensemble de propulsion. Le compresseur BP et la turbine BP sont reliés par un arbre BP pour former un corps basse pression. Le compresseur HP et la turbine HP sont reliés mécaniquement par un arbre haute pression pour former un corps haute pression. Les corps HP et BP forment le générateur de gaz qui est ici un moteur à turbine à gaz à double corps . Les corps BP et HP sont coaxiaux et sont montés rotatifs de manière indépendante. La chambre de combustion 4 est alimentée par l’air comprimé issu des compresseurs 2 et 3 en série. Les gaz produits dans la chambre de combustion 4 mettent en mouvement successivement la turbine 5 HP et 6 BP qui entraînent respectivement les deux compresseurs, 2 HP et 3 BP. L’ensemble comprend une soufflante 8 dite principale en amont du générateur de gaz. La soufflante principale 8 est carénée par un carter 51 C. La turbine 6 BP dite turbine principale ici entraîne la soufflante 8. La soufflante principale 8 comprend un rotor supporté par l’arbre de la turbine BP avec des aubes en périphérie du rotor.
Le canal secondaire en aval de la soufflante 51 est selon ce mode de réalisation, court. Le flux secondaire et le flux primaire, ce dernier formant les gaz produits par la chambre de combustion, sont séparés, les deux flux sont éjectés dans l’atmosphère par des tuyères distinctes, concentriques. L’ensemble de propulsion pourrait cependant être à flux mélangés, les deux flux étant mélangés en amont de la tuyère d’éjection des gaz.
Une turbine libre de puissance 7 dite turbine auxiliaire est également montée en aval de la turbine 6 BP. La turbine libre de puissance 7 est entraînée en rotation par les gaz du flux primaire du générateur de gaz de manière indépendante des corps BP et HP. Cette turbine libre de puissance 7 est solidaire d’un arbre de puissance 13 coaxial à l’axe longitudinal XX.
Une autre soufflante 9 dite auxiliaire est montée suivant un axe XY décalé par rapport à l’axe longitudinal XX. Nous comprenons par le terme « décalé » ou « déporté » que les axes XX et XY ne sont pas coaxiaux. La soufflante présente un carter 91. Dans le présente mode de réalisation, l’axe de la soufflante 9 est parallèle à celui du générateur de gaz. Le rotor de la soufflante est entraîné en rotation par un arbre intermédiaire 10. Celui-ci est, dans cet exemple, réalisé en deux parties. Une partie inférieure 10i et une partie supérieure 10s. Les deux parties sont reliées l’une à l’autre par un accouplement 10a approprié. Bien entendu, le rotor peut être entraîné par arbre intermédiaire 10 en une seule partiel 0.
La partie supérieure 10s de l’arbre intermédiaire 10 est entraînée en rotation par l’arbre 13 de sortie de la turbine libre de puissance 7 au travers un premier système de transmission de puissance 11. Avantageusement mais non limitativement, ce premier système de transmission de puissance 11 comprend un engrenage de renvoi conique 11 ic. A l’autre extrémité la partie inférieure 10i coopère avec un deuxième système de transmission de puissance 12. Avantageusement, mais non limitativement, le deuxième système de transmission de puissance comprend un engrenage conique 12sc engrenant avec l’arbre 92a d’entrainement de la soufflante 9 par l’intermédiaire.
Des engrènements de roues coniques permettent de simplifier le l’intégration des différents modules. Le renvoi d’angle interne à la soufflante auxiliaire permet de réaliser des transformation de vitesse entre arbres d’entrée et arbres de sortie avec un rapport de multiplication compris entre 0.5 et 1.5.
Le turbomoteur formé par le turboréacteur fournit une partie de la poussée sur l’aéronef par l’ensemble du flux primaire et secondaire qui est produit. La turbine libre de puissance 7 entraîne en rotation le rotor de la soufflante 9 via l’arbre intermédiaire 10 et les premier et deuxième système de transmission de puissance.
Cet ensemble de propulsion 1 est représenté monté sur la voilure 3 d’un aéronef avec la soufflante auxiliaire au-dessus de l’aire et la soufflante principale en-dessous de l’aile. L’aéronef comporte au moins deux tels ensembles de propulsion, un sur chaque aile. L’ensemble comprend un turboréacteur suspendu à un pylône sous l’aile en avant par rapport au bord d’attaque de l’aile. Bien entendu, La soufflante est montée sur l’aile par l’intermédiaire d’un pylône 11 ou de toute autre structure équivalente formant support de la soufflante sur l’aile. Bien entendu, la soufflante auxiliaire et la soufflante principale peuvent être disposées dans un plan horizontal plutôt que vertical.
Suivant une variante de réalisation non illustré, le premier système de transmission de puissance comprend en outre une liaison comportant un premier et un deuxième joints homocinétiques de type rotule à doigt reliés par une liaison à glissière. Le premier joint est relié à l’arbre intermédiaire tandis que le deuxième joint est relié au rotor de soufflante. Cette combinaison permet de rattraper les déplacements angulaires entre les déplacements axiaux et radiaux de l’arbre intermédiaire.
Avantageusement, mais non limitativement, le ou les joints peuvent être un joint Rzeppa. Un tel joint comprend un axe d’entraînement et un axe entraîné ; un bol est solidaire d’un axe et une noix est solidaire de l’autre axe avec interposition de billes. L’agencement entre ces éléments est réalisé de façon à permettre un entraînement de l’axe entraîné à la même vitesse de rotation que l’axe d’entrée tout en admettant un désalignement angulaire entre eux.
Avantageusement, mais non limitativement, le ou les joints peuvent être un joint VL coulissant connu en soi. Ce joint comprend un axe d’entraînement et un axe entraîné. Des billes retenues dans une cage sont mobiles à l’intérieur de gorges croisées, respectivement extérieures et intérieures. Les gorges permettent un déplacement axial d’un axe par rapport à l’autre tout en assurant la transmission de couple. Le second joint peut aussi être un joint de Rzeppa. La liaison entre les deux joints étant alors coulissante, par exemple par le moyen de cannelures glissantes. L’arbre de liaison entre le soufflante principale et le module de soufflante auxiliaire peut être incliné suivant un angle compris entre -45° et + 45° par rapport aux axes des organes moteurs et récepteurs. Cette configuration permet de jouer sur la position axiale du module de soufflante auxiliaire par rapport à la soufflante principale et générateur de gaz.
Suivant encore une autre variante de réalisation, le premier système de transmission de puissance peut comprendre un système d’engrenages différentiel.
Suivant encore une autre variante de réalisation de l’invention, le premier système de transmission de puissance peut comprendre un réducteur de vitesse. En particulier, la soufflante auxiliaire 9 est entraînée par son arbre de soufflante qui est lui-même entraîné au travers d’un réducteur de vitesse supporté par l’arbre 10. Le réducteur est de préférence à train épicycloïdal avec un planétaire, une couronne et des satellites. Les satellites sont supportés par un châssis fixe, attaché au carter de l’ensemble propulsif. Les roues formant les satellites engrènent d’une part sur les dents du pignon planétaire et d’autre part sur les dents de la couronne. Le planétaire engrène avec le jeu de satellites, dont le nombre dépend de la dimension du réducteur, du rapport de réduction et du couple en entrée.
Ces satellites sont, selon un mode de réalisation, à dentures hélicoïdales à double chevrons. Dans ce cas, il y a blocage du degré de liberté en translation sur l’axe de la soufflante entre les différents composants du réducteur. Afin de ne pas subir d’importantes contraintes internes lors de la dilatation axiales de l’environnement sous charge thermique, on restaure le degré de liberté en translation axiale entre chaque composant. On peut par exemple dans ce but utiliser un guidage des satellites par des paliers lisses sans butée axiale et une liaison rotor de soufflante / couronne réalisée à l’aide d’une cannelure non bloquée axialement et donc glissante sur l’axe de la soufflante.
Ces satellites sont selon un autre mode de réalisation à dentures droites. Le degré de liberté en translation axiale est maintenu entre planétaire/satellites et satellites/couronne. II n’est dans ce cas pas nécessaire d’utiliser des cannelures glissantes et il est possible de privilégier par exemple l’emploi de paliers à rouleaux sphériques pour le guidage de satellites. L’élément d’arbre de la soufflante 9 est en prise, en entrée du réducteur, avec le planétaire et, en sortie, l’arbre de soufflante est entraîné par la couronne de laquelle il est solidaire. Les arbres disposés suivant l’axe XY, supportés par des jeux de paliers à billes ou à rouleaux à la structure fixe de l’ensemble propulsif, sont ici coaxiaux selon la direction XY qui est parallèle et décalée par rapport à la direction XY de l’arbre 13.
Le réducteur peut être un réducteur plan ou sphérique.
Sur la figure 3 est illustré un autre mode de réalisation d’un ensemble de propulsion. Les éléments identiques à ceux des figures 2 sont désignés par les mêmes références numériques. L’ensemble de propulsion comprend un corps BP et un corps HP montés rotatifs suivant l’axe longitudinal XX de manière indépendante. Le corps BP comprend un compresseur BP et une turbine BP reliés par un arbre basse pression. Entre ces derniers sont agencés un compresseur HP et une turbine HP formant le corps HP. Les corps HP et BP forment le générateur de gaz. II s’agit là d’un moteur à turbine à gaz à double corps. Dans cet exemple une autre soufflante 9 auxiliaire est également montée en amont du compresseur BP. Cette soufflante auxiliaire 9 est disposée suivant un axe XY décalé par rapport à l’axe longitudinal XX. La soufflante auxiliaire 9 est entraînée par l’arbre de puissance de la turbine libre de puissance 7 via un premier système de transmission de puissance 12 disposé entre la soufflante principale et la soufflante auxiliaire 9. Le premier système de transmission de puissance 12 et la soufflante auxiliaire 9 forme un module de soufflante.
La soufflante principale 8 est également entraînée par la turbine libre de puissance 7 au moyen d’un deuxième système de transmission de puissance 12. En d’autres termes, la soufflante auxiliaire et la soufflante principale sont entraînées ici par la même turbine libre de puissance.
Le premier système de transmission 12 de puissance et le deuxième systèmes de transmission de puissance sont similaires à ceux exposés dans le premier mode de réalisation illustrés sur la figure 1.
Suivant une variante du mode de réalisation précédente illustré sur la figure 4, la soufflante principale 8 est disposée en amont du compresseur BP. Le deuxième système de transmission de puissance est disposé en aval de la turbine libre de puissance 7 et est relié à la soufflante auxiliaire 9 déportée suivant l’axe XY par rapport à l’axe longitudinal XX. Le deuxième système de transmission de puissance est relié mécaniquement au premier système de transmission de puissance.
Sur la figure 5 est représenté un autre mode de réalisation d’un ensemble de propulsion. Sur cette figure, des éléments identiques à ceux des figures 1 et 2 sont désignés par les mêmes références numériques. L’ensemble de propulsion comprend un corps BP et un corps HP montés rotatifs suivant l’axe longitudinal XX de manière indépendante. Le corps BP comprend un compresseur BP et une turbine BP reliés par un arbre basse pression. Entre ces derniers sont agencés un compresseur HP et une turbine HP formant le corps HP. Les corps HP et BP forment le générateur de gaz. Il s’agit là d’un moteur à turbine à gaz à double corps. En amont du compresseur BP 2 est agencée une soufflante principale 8 laquelle comprend un rotor de soufflante solidaire de l’arbre BP du compresseur BP. La soufflante principale 8 est entraînée en rotation par la turbine BP dite turbine principale.
Une soufflante auxiliaire 9 est également disposée suivant un axe XY décalé par rapport à l’axe longitudinal XX du générateur de gaz. La soufflante auxiliaire 9 est entraînée par l’arbre BP de la turbine BP via le premier système de transmission 12. Entre le compresseur BP 2 et le rotor de soufflante principale 8 est agencé le deuxième système de transmission de puissance. L’arbre intermédiaire 10 relie mécaniquement le premier et le deuxième systèmes de transmission de puissance.
Le premier et/ou le deuxième système de transmission de puissance sont similaires à ceux présentés dans le premier mode de réalisation.
Suivant une variante de ce mode de réalisation précédent illustré sur la figure 6, le rotor de soufflante principale 8 est disposé en amont du compresseur BP. Le rotor de la soufflante 8 est solidaire de l’arbre du compresseur BP et est entraîné directement par la turbine BP. Une soufflante auxiliaire 9 est disposée suivant un axe XY décalé par rapport à l’axe longitudinal XX du générateur de gaz. Le deuxième système de transmission 11 de puissance est agencé en aval de la turbine BP. Celui-ci est relié mécaniquement au premier système de transmission 12 de puissance via l’arbre intermédiaire 10.
Suivant encore un mode de réalisation illustré sur la figure 7, l’ensemble 1 de propulsion comprend un corps HP et un corps BP suivant l’axe longitudinal XX. Une turbine libre de puissance 7 est également disposé suivant l’axe XX et en aval de la turbine BP. La turbine libre de puissance 7 est entraînée en rotation par les gaz du générateur de gaz de manière indépendante des corps BP et HP. Trois soufflantes sont disposées en amont du compresseur du générateur de gaz formé par les corps BP et HP. En particulier, l’ensemble de propulsion 1 comprend une soufflante principale 8 montée suivant l’axe du générateur de gaz et entraînée par la turbine libre de puissance 7 et deux soufflantes auxiliaires 9, 9’ agencées de part et d’autre de la soufflante principale 8. Les soufflantes auxiliaires 9, 9’ sont montées chacune respectivement suivant un axe XY et XY’ décalé par rapport à l’axe longitudinal XX. Les soufflantes auxiliaires 9,9’ sont entraînées en rotation par la turbine libre de puissance 7. Chaque rotor de soufflante auxiliaire 9, 9’ est relié mécaniquement à un premier système de transmission de puissance. Le rotor de soufflante principale 8 est relié mécaniquement au deuxième système de transmission de puissance disposé en amont du compresseur BP 2. Des premier et deuxième arbres intermédiaires radiaux relient respectivement les premiers systèmes de transmission de puissance au deuxième système de transmission de puissance.
Le premier et/ou le deuxième système de transmission de puissance sont similaires à ceux présentés dans le premier mode de réalisation.
Suivant une variante du mode de réalisation précédent illustré sur la figure 8, l’ensemble de propulsion comprend également trois soufflantes. La soufflante principale est agencée en amont du générateur de gaz et est entraînée en rotation par la turbine libre de puissance 7 suivant l’axe longitudinal XX. Les deux soufflantes auxiliaires 9, 9’ sont montées respectivement suivant les axes XY, XY’ déportés par rapport à l’axe XX. Le deuxième système de transmission 12 de puissance est agencé en aval de la turbine libre de puissance 7. Les premiers systèmes de transmission de puissance des soufflantes auxiliaires 9, 9’ déportés sont reliés mécaniquement au deuxième système de transmission de puissance via des arbres intermédiaires 10, 10’.
Sur la figure 9 est représenté un autre mode de réalisation d’un ensemble de propulsion. Ici, l’ensemble comprend un corps HP et un corps BP formant un générateur de gaz. Le rotor de la soufflante principale 8 est solidaire de l’arbre BP du compresseur BP et est entraînée par la turbine BP. Le deuxième système de transmission de puissance est monté en amont du compresseur BP et est relié à deux soufflantes auxiliaires 9, 9’ déportés. En particulier chaque soufflante auxiliaire 9, 9’ est reliée à un premier système de transmission de puissance lui-même relié au deuxième système de transmission de puissance via des arbres intermédiaires 10, 10’.
Le premier et/ou le deuxième système de transmission de puissance sont similaires à ceux présentés dans le premier mode de réalisation.
Suivant une variante de ce mode de réalisation précédent illustré sur la figure 10, le rotor de soufflante principale est disposé en amont du compresseur BP. Le deuxième système de transmission de puissance est agencé en aval de la turbine BP. Celui-ci est relié mécaniquement à deux soufflantes auxiliaires 9,9’ montées sur un axe décalé par rapport à l’axe XX du générateur de gaz via des premiers système de transmission de puissance.
Ainsi, ces différentes configurations permettent de simplifier la conception d’un système propulsif à propulsion distribuée en conservant une architecture connue sur laquelle au moins un module de soufflante additionnel est intégré. Le flux d’éjection du générateur est couvert par le flux d’éjection de la soufflante principale, le delta de vitesse réduit entre les deux flux d’éjection permet de réduire l’effet de cisaillement des couches d’air et de réduire considérablement le bruit de jet perçu. Cette configuration permet de répondre également aux normes acoustiques aéronautiques en vigueur et futures.

Claims (7)

  1. Revendications
    1. Ensemble (1) de propulsion d’un aéronef comprenant : - au moins une turbine principale (5, 6) montée suivant un axe longitudinal (XX); - au moins une soufflante principale (8) disposée suivant l’axe longitudinal (XX) et entraînée en rotation par ladite turbine principale; - au moins une turbine auxiliaire montée suivant l’axe longitudinal (XX), la turbine auxiliaire étant indépendante de la turbine principale ; et - au moins une soufflante auxiliaire (9, 9’) d’axe (XY, XY’) décalé par rapport à l’axe longitudinal (XX) et entraînée par la turbine auxiliaire.
  2. 2. Ensemble (1) selon la revendication 1, caractérisé en ce que la turbine auxiliaire comprend une turbine libre de puissance (7) entraînée par un générateur de gaz comprenant la turbine principale et entraînant en rotation la soufflante auxiliaire.
  3. 3. Ensemble (1) de propulsion selon l’une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce qu’il comprend deux soufflantes auxiliaires (9, 9’) entraînées par la turbine auxiliaire. .
  4. 4. Ensemble (1) de propulsion selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il comprend un premier système de transmission de puissance (11) relié à la soufflante auxiliaire (9, 9’) et un deuxième système de transmission de puissance (12) relié au premier système de transmission de puissance, le deuxième système de transmission de puissance étant agencé : - en aval de la turbine auxiliaire entre la turbine auxiliaire et la soufflante auxiliaire, ou - en amont de la turbine auxiliaire entre la soufflante auxiliaire et la soufflante principale.
  5. 5. Ensemble (1) selon la revendication 4, caractérisé en ce que le premier et/ou le deuxième système de transmission de puissance comprend un système d’engrenages différentiel.
  6. 6. Ensemble (1) selon l’une quelconque des revendications 4 à 5, caractérisé en ce que le premier et/ou le deuxième système de transmission de puissance comprend un réducteur de vitesse, le réducteur de vitesse étant un mécanisme épicycloïdal.
  7. 7. Ensemble l’une quelconque des revendications 4 à 6, caractérisé en ce que le premier et/ou le deuxième système de transmission de puissance comprend en série deux joints homocinétiques avec une liaison à glissière.
FR1559480A 2015-10-05 2015-10-05 Ensemble de propulsion d'un aeronef equipe d'une soufflante principale et d'au moins une soufflante deportee Active FR3042011B1 (fr)

Priority Applications (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1559480A FR3042011B1 (fr) 2015-10-05 2015-10-05 Ensemble de propulsion d'un aeronef equipe d'une soufflante principale et d'au moins une soufflante deportee
US15/765,404 US11015521B2 (en) 2015-10-05 2016-10-05 Aircraft propulsion assembly equipped with a main fan and with at least one offset fan
PCT/FR2016/052569 WO2017060629A1 (fr) 2015-10-05 2016-10-05 Ensemble de propulsion d'un aeronef equipe d'une soufflante principale et d'au moins une soufflante deportee
US15/764,864 US11174781B2 (en) 2015-10-05 2016-10-05 Aircraft propulsion assembly equipped with a main fan and with a least one offset fan
PCT/FR2016/052567 WO2017060628A1 (fr) 2015-10-05 2016-10-05 Ensemble de propulsion d'un aéronef equipé d'une soufflante principale et d'au moins une soufflante déportée

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1559480 2015-10-05
FR1559480A FR3042011B1 (fr) 2015-10-05 2015-10-05 Ensemble de propulsion d'un aeronef equipe d'une soufflante principale et d'au moins une soufflante deportee

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR3042011A1 FR3042011A1 (fr) 2017-04-07
FR3042011B1 true FR3042011B1 (fr) 2019-06-14

Family

ID=54708001

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR1559480A Active FR3042011B1 (fr) 2015-10-05 2015-10-05 Ensemble de propulsion d'un aeronef equipe d'une soufflante principale et d'au moins une soufflante deportee

Country Status (1)

Country Link
FR (1) FR3042011B1 (fr)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3065031B1 (fr) * 2017-04-11 2019-06-14 Airbus Operations Groupe motopropulseur a plusieurs soufflantes pour aeronef.

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2400411B (en) * 2003-04-10 2006-09-06 Rolls Royce Plc Turbofan arrangement
US7841165B2 (en) * 2006-10-31 2010-11-30 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US8701381B2 (en) * 2010-11-24 2014-04-22 Rolls-Royce Corporation Remote shaft driven open rotor propulsion system with electrical power generation
FR2980771B1 (fr) * 2011-09-29 2014-10-31 Eurocopter France Aeronef hybride a voilure tournante
US9297270B2 (en) * 2012-02-29 2016-03-29 United Technologies Corporation Gas turbine engine driving multiple fans

Also Published As

Publication number Publication date
FR3042011A1 (fr) 2017-04-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2017060628A1 (fr) Ensemble de propulsion d'un aéronef equipé d'une soufflante principale et d'au moins une soufflante déportée
US11635029B2 (en) Planetary gearbox for gas turbine engine
CA2232169C (fr) Groupe turbopropulseur double corps a regulation isodrome
CA2929947C (fr) Moteur, tel qu'un turboreacteur, modulaire avec reducteur de vitesse
CA2936046C (fr) Dispositif de reduction epicycloidal pour l'entrainement en rotation des ensembles de pales d'une turbomachine a reducteur
EP3283747B1 (fr) Turbomoteur a doublet d'helices contrarotatives dispose en amont du generateur de gaz
EP3359791B1 (fr) Turbomoteur à soufflantes et réduction de vitesse sur l'arbre de la turbine de puissance
EP3158210B1 (fr) Dispositif et procédé de lubrification d'un palier a roulement de turbomachine
US9611789B2 (en) Reduction gearbox for a gas turbine engine
FR2942273A1 (fr) Moteur double flux a roues de turbine contrarotatives
WO2017060584A1 (fr) Aeronef avec un ensemble propulsif comprenant un doublet d'helices a l'arriere du fuselage
WO2021116620A1 (fr) Système propulsif aéronautique à faible débit de fuite et rendement propulsif amélioré
FR3042011B1 (fr) Ensemble de propulsion d'un aeronef equipe d'une soufflante principale et d'au moins une soufflante deportee
FR3041990A1 (fr) Ensemble de propulsion d'un aeronef
FR3042008A1 (fr) Ensemble de propulsion avec soufflante d'axe decale et reducteur de vitesse sur l'arbre d'entrainement de la soufflante
EP3736428B1 (fr) Gorge de joint rapportée pour accouplement par cannelures
FR3122646A1 (fr) Ensemble pour l’entrainement d’un avion à hélice et avion comprenant un tel ensemble
FR3138926A1 (fr) Module de soufflantes contrarotatives à réducteur radial haute densité de puissance pour turbosoufflante
FR3041932A3 (fr) Ensemble de propulsion d'un aeronef comportant au moins deux soufflantes deportees
FR3041934A1 (fr) Ensemble de propulsion d'un aeronef
WO2025088274A1 (fr) Module de turbomachine equipe d'un systeme de changement de pas et d'un dispositif de transfert de fluide
FR3150840A1 (fr) Reducteur comportant un palier de guidage du solaire
FR3151639A1 (fr) Reducteur mecanique pour une turbomachine
WO2024189292A1 (fr) Système d'accouplement entre l'arbre d'entrée et le solaire d'un train épicylcoïdal
WO2021191569A2 (fr) Turbomachine pour aeronef

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20170407

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 3

CD Change of name or company name

Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR

Effective date: 20180809

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 4

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 5

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 6

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 7

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 8

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 9

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 10

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 11