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Turbomachine à double hélices non carénées
DOMAINE TECHNIQUE GENERAL
L'invention concerne le domaine des turbomachines et concerne plus
particulièrement les turbomachines du type non carénées (en anglais, open
rotor ).
ETAT DE LA TECHNIQUE
Les turbomachines du type non carénées s'inscrivent dans le contexte d'avoir
des
architectures visant à maximiser l'efficacité énergétique, tout en présentant
une
capacité à s'intégrer (géométriquement et aérodynamiquement) correctement avec
l'aéronef.
On connait plusieurs solutions s'inscrivant dans ce contexte.
Une première solution est une turbomachine à doublet d'hélices
contrarotatives (en anglais, counter rotating open rotor (CROR)) comme
décrite
par exemple dans le document FR 2 941 492. Une telle turbomachine comprend une
entrée d'air et une veine de circulation d'un flux délimitée par un carter
externe et un
moyeu interne. La veine traverse un générateur de gaz, ici à double corps qui
alimente une turbine entrainant deux hélices contrarotatives. Dans ce
document, ces
deux hélices contrarotatives sont solidaires en rotation d'une turbine du
générateur
de gaz. La turbomachine de ce document présente l'intérêt particulier de
combiner
un excellent rendement propulsif lié à une génération de poussée via des
hélices à
très faible rapport de pression, et des dimensions externes inférieures à
celles d'une
turbomachine à hélice unique de même poussée, facilitant son intégration
physique
sur l'aéronef. Cette architecture à base de doublet d'hélices contrarotatives
présente
toutefois un certain nombre de limitations, notamment en raison de la
complexité des
sous-systèmes nécessaires à sa mise en oeuvre (double système de calage de pas
des hélices, carters tournants sous chaque rotor hélice, ...).
Une autre solution, en variante à l'architecture doublet d'hélices
contrarotatives est l'architecture USF (en anglais, Unducted Single Fan ),
comportant un rotor hélice, et un stator à calage variable dans son sillage,
destiné à
redresser la giration résiduelle du rotor hélice. Cette variante peut être vue
comme
une architecture de type CROR dont la rotation de l'hélice aval est stoppée.
Si elle
présente une plus grande simplicité architecturale, cette solution souffre
toutefois d'un
rendement module basse pression moins bon que la solution CROR, et nécessite
des
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diamètres plus élevés pour maintenir une charge rotor équivalente à celle de
la
solution CROR (cette charge rotor conditionnant au premier ordre les niveaux
de
bruits perçus).
Enfin, l'une comme l'autre des solutions architecturales évoquées ci-dessus
présentent les inconvénients suivants :
1. La quasi bijectivité du fonctionnement du générateur de gaz et des parties
propulsives : lors d'une réduction du besoin de poussée demandé par
l'aéronef (pour les phases fin de croisière et ralenti), l'ensemble des
parties
tournantes fonctionnent à de faibles niveaux d'énergie (faible rapport de
pression, faibles régimes de rotation), ce qui se révèle préjudiciable au
rendement propre de chaque composant notamment au sein du générateur
de gaz, dégradant significativement la performance d'ensemble du système
propulsif.
2. La difficulté à extraire une puissance mécanique significative depuis les
arbres
de la turbomachine sans impact majeur sur l'opérabilité des compresseurs.
En effet, dans un contexte de croissance des besoins en extraction de
puissance mécanique à destination de cellules aéronefs de plus en plus
électriques, il faut adapter les architectures de turbomachine de manière à
entraîner des générateurs électriques de capacité croissante. Ceci conduit à
augmenter les contraintes sur les compresseurs, conduisant à des
surdimensionnements nécessaires de ces derniers, préjudiciables à leur
performance absolue.
PRESENTATION DE L'INVENTION
Un but de l'invention est de de proposer une architecture de turbomachine à
deux
hélices non carénées qui ne présente pas les inconvénients pré-cités.
A cet effet, l'invention propose, selon un premier aspect, une turbomachine
d'un aéronef comprenant un carter externe délimitant avec un moyeu interne,
une
veine de circulation d'un flux de gaz dans laquelle est disposée une turbine
basse
pression configurée pour entrainer en rotation un arbre basse pression ;
ladite
turbomachine comprenant, dans le sens de circulation du flux de gaz, une
première
hélice ; et une deuxième hélice en aval de la, première hélice, la première
hélice étant
entrainée en rotation par ledit arbre basse pression et la deuxième hélice
étant
entrainée en rotation par un moteur électrique, la deuxième hélice étant en
outre
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disposée à une distance comprise entre 1,5 et 4 longueurs de cordes de la
première
hélice définie entre les axes de calage respectifs de chacune des première et
deuxième hélices.
L'invention selon le premier aspect est avantageusement complétée par les
caractéristiques suivantes, prises seules ou en une quelconque de leur
combinaison
techniquement possible :
- La deuxième hélice présente un diamètre externe compris 0,8 et 1 fois le
diamètre externe de la première hélice.
- La turbomachine comprenant un moyeu interne à partir duquel des pales de
la deuxième hélice s'étendent, la deuxième hélice ayant un ratio rayon du
moyeu /
rayon externe de la pale compris entre 0,22 et 0,40.
- La deuxième hélice présente une longueur de corde comprise entre 0,8 et
1,2 fois la longueur de corde de la première hélice.
- La turbomachine comprend un premier moteur/générateur électrique
configuré pour contribuer à entrainer én rotation un arbre basse pression, la
première
hélice étant entrainée en rotation par ledit arbre basse pression par
l'intermédiaire
d'un réducteur.
Le système propulsif comprend ou est relié à une unité de stockage d'énergie
connectée au premier et/ou deuxième moteur/générateur électrique, l'unité de
stockage d'énergie ayant, de préférence, une capacité comprise entre 200 et
500
kWh.
La première et la deuxième hélices sont disposées devant l'entrée de la veine
de circulation du flux de gaz.
La première et la deuxième hélices sont disposées en aval de la veine et
extérieurement à la veine de circulation du flux de gaz.
La turbomachine comprend un générateur de gaz, une unité de commande du
deuxième moteur/générateur électrique, une unité de commande de l'angle de
calage
de la deuxième hélice, lesdites unités de commande étant configurées pour
commander le deuxième moteur et l'angle de calage de la deuxième hélice selon
l'un
des modes de fonctionnement suivants :
- un premier mode de fonctionnement nécessitant une première puissance
propulsive donnée, premier mode de fonctionnement selon lequel le deuxième
moteur/générateur entra me en rotation la deuxième hélice en sens opposé à
la première, et l'angle de calage de la deuxième hélice est commandé pour
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que la deuxième hélice fournisse entre 20% et 40% de ladite puissance
propulsive donnée ;
- un deuxième mode de fonctionnement nécessitant une deuxième puissance
propulsive donnée, deuxième mode de fonctionnement selon lequel le
deuxième moteur/générateur n'entraine pas en rotation la deuxième hélice et
l'angle de calage de la deuxième hélice est commandé de manière à
maximiser l'efficacité d'un couplage aérodynamique avec la première hélice ;
- un troisième mode de fonctionnement nécessitant une troisième puissance
propulsive donnée, troisième mode selon lequel le générateur de gaz et la
première hélice sont régulés de manière à fournir une puissance propulsive
supérieure à la troisième puissance propulsive donnée ;
- un quatrième mode de fonctionnement selon lequel l'angle de calage de la
première hélice 31 est positionné en angle négatif et selon lequel la deuxième
hélice est commandée en calage neutre, le générateur de gaz fonctionnant
dans une plage de régime haute pression comprise entre 90% et 100%,
quatrième mode selon lequel la première hélice est en inversion de poussée
et la deuxième hélice permet une inversion du flux d'air alimentant la
première
hélice ;
- un cinquième mode de fonctionnement selon lequel un niveau de poussée
global est maintenu par une alimentation énergétique exclusivement
électrique du deuxième rotor hélice pendant une durée donnée ;
- un sixième mode de fonctionnement selon lequel la deuxième hélice
présente
un dysfonctionnement :
o si la commande de l'angle de calage de la deuxième hélice est
défectueux alors, l'angle de calage de la deuxième hélice est bloqué ;
o si le deuxième moteur/générateur de la deuxième hélice est
défectueux alors la deuxième hélice est commandée pour être en roue
libre.
Dans le troisième mode de fonctionnement l'angle de calage de la deuxième
hélice peut être commandé de manière à obtenir un angle d'incidence des pales
inférieur à 00, afin d'entrainer en rotation la deuxième hélice, dans un sens
de rotation
opposé au sens de rotation de la première hélice. Il est aussi possible de
commander
de la deuxième hélice manière à obtenir un angle d'incidence des pales
supérieur à
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00, afin d'entrainer en rotation la deuxième hélice, dans un sens de rotation
identique
au sens de rotation de la première hélice.
Grâce à cette configuration d'interactions variables entre les deux hélices,
les
performances de la turbomachine sont accrues.
5 En outre, il est possible de commander de différentes manières la
première et
la deuxième hélice en fonction des modes de fonctionnement de la turbomachine.
PRESENTATION 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 illustre, schématiquement, une turbomachine selon une
première
configuration conforme à l'invention ;
- la figure 2 illustre, schématiquement, une alternative à la
turbomachine selon
la première configuration ;
- la figure 3 illustre, schématiquement, une turbomachine selon une
deuxième
configuration conforme à l'invention ;
- la figure 4 illustre l'agencement des hélices de la turbomachine ;
- la figure 5 illustre des modes de fonctionnement de la turbomachine
conforme
à l'invention ;
- la figure 6 illustre, schématiquement, un premier mode de
fonctionnement de
la turbomachine conforme à l'invention, correspondant au décollage de
l'aéronef ;
- la figure 7 illustre, schématiquement, un deuxième mode de
fonctionnement
de la turbomachine conforme à l'invention, correspondant à la croisière de
l'aéronef ;
- la figure 8 illustre, schématiquement, un troisième mode de
fonctionnement
ide la turbomachine conforme à l'invention, selon un premier mode de
réalisation, correspondant à un ralenti, descente de l'aéronef ;
- la figure 9 illustre, schématiquement, la flèche d'une hélice de la
turbomachine conforme à l'invention;
- la figure 10 illustre, schématiquement, le bord d'attaque d'une hélice de
la
turbomachine conforme à l'invention;
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- la
figure 11 illustre, schématiquement, un troisième mode de fonctionnement
de la turbomachine conforme à l'invention, selon un second mode de
réalisation, correspondant à un ralenti, descente de l'aéronef ;
Sur l'ensemble des figures les éléments similaires portent des références
identiques.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION
En relation avec les figures 1, 2 et 3, une turbomachine d'un aéronef comprend
un
espace 1 annulaire d'écoulement d'un flux de gaz, délimité par un carter 2
externe et
un moyeu 3 interne. Un tel espace 1 annulaire est appelé, ci-après veine de
circulation
d'un flux de gaz.
La veine 1 de circulation du flux de gaz peut comprendre d'amont en aval,
dans le sens d'écoulement du flux de gaz (selon l'axe AA' et représenté par la
flèche
F), un compresseur 11 basse pression, un compresseur 12 haute pression, une
chambre 13 de combustion, une turbine 14 haute pression et une turbine 15
basse
pression.
La turbine 15 basse pression est configurée pour entrainer en rotation un
arbre
basse pression tandis que la turbine 14 haute pression est configurée pour
entrainer en rotation un arbre 24 haute pression.
20 La turbomachine comprend, dans le sens d'écoulement des gaz, une
première
hélice 31 et une deuxième hélice 32 en aval de la première hélice 31. La
première et
la deuxième hélices sont non carénées (architecture de type, selon la
terminologie
anglaise open rotor ).
Les première et deuxième hélices 31, 32 s'étendent à partir du moyeu 3
25 interne et comprennent plusieurs pales s'étendant à partir de ce moyeu 3
interne.
On décrit ci-après deux configurations, une première configuration en relation
avec les figures 1 et 2 et une deuxième configuration en relation avec la
figure 3.
Selon la première configuration, la première et la deuxième hélices 31, 32
sont
disposées devant l'entrée de la veine 1 de circulation du flux de gaz.
De manière alternative, selon la deuxième configuration la première et la
deuxième hélices 31, 32 sont disposées à la sortie de la veine circulation du
flux de
gaz. En particulier, la première et la deuxième hélices 31, 32 sont disposées
en aval
et extérieurement derrière et au-dessus de la veine 1 de circulation du flux
de gaz.
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Les deux configurations diffèrent l'une de l'autre par la position des
première
et deuxième hélice par rapport à l'entrée et la sortie de la veine 1 de
circulation du
flux de gaz (l'entrée et la sorte étant définies dans le sens de circulation
du flux de
gaz).
De manière avantageuse selon, l'une ou l'autre des deux configurations ci-
dessus décrites, la deuxième hélice 32 est disposée à une distance comprise
entre
1,5 et 4 longueurs de corde de la première hélice définies entre des axes de
calage
respectifs de chacune des première et deuxième hélices 31, 32 comme décrit ci-
après
en relation avec la figure 4.
La figure 4 illustre l'agencement des première 31 et deuxième 32 hélices le
long de l'axe longitudinal AA' de la turbomachine. Comme illustré sur cette
figure, on
précise que l'on entend par longueur de corde LCi (i=1 pour la première
hélice, i=2
pour la deuxième hélice) la longueur de la corde 42 c'est-à-dire la longueur
du
segment (ou corde) entre le bord d'attaque 41 et le bord de fuite 43 d'une
hélice. En
outre, l'espacement entre les deux hélices 31, 32 est pris entre les axes de
calage
A31, A32 respectifs de chacune des hélices 31, 32. Sur cette figure, les
hélices sont
espacées de trois longueurs de cordes LC.
Un tel espacement entre les deux hélices 31, 32 permet d'avoir un couplage
aérodynamique pouvant contribuer efficacement à la propulsion de la
turbomachine.
Également, cet espacement résulte du compromis aéroacoustique entre :
= Une distance entre les deux hélices suffisamment élevée pour limiter
l'intensité des raies d'interactions acoustiques entre les hélices ;
= Une distance entre les deux hélices suffisamment faible pour minimiser la
diffusion des profils de vitesse en sortie de la première hélice (hélice
amont)
et favoriser leur réexploitation immédiate par la déviation de la deuxième
hélice (hélice aval).
De plus cet espacement tient compte du besoin d'intégrer les mécanismes de
changement de pas de chaque hélice, mécanismes nécessitant un certain volume
axial.
La deuxième hélice 32 présente, avantageusement, les caractéristiques
géométriques suivantes :
- Un diamètre externe compris entre 0,8 et 1 fois le diamètre externe de la
première hélice 31 en amont ;
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- Un
rapport de moyeu (ratio rayon interne / rayon externe de la pale) compris
entre 0,22 et 0,40;
- Une corde moyenne comprise entre 0,8 et 1,2 fois la corde moyenne de la
première hélice 31 en amont.
De manière avantageuse, la première hélice 31 est entrainée en rotation par
la turbine basse pression 15, par l'intermédiaire de l'arbre basse pression 25
et d'un
premier réducteur 50 uniquement, ou bien par la combinaison d'un premier
moteur/générateur électrique 60 et de la turbine basse pression 15, et ce par
l'intermédiaire du même premier réducteur 50. De cette façon le premier
moteur/générateur 60 permet de pallier occasionnellement les déficiences de
l'arbre
basse/pression 25.
Dans cette variante, en cas de défaillance de la contribution de la turbine
basse pression contribuant à l'alimentation énergétique de la première hélice
31, le
moteur/générateur 60 assure une partie de la fourniture énergétique attendue
pour la
première hélice 31.
Cette configuration illustrée sur la figure 2 s'applique aussi à la
configuration
de la figure 3 où les hélices sont situées à la sortie de l'espace annulaire
de circulation
du flux de gaz.
La deuxième hélice 32 est, elle, uniquement entrainée en rotation par un
deuxième moteur/générateur électrique 70 par l'intermédiaire d'un deuxième
réducteur 80.
Le premier réducteur 50 et le deuxième réducteur 80 sont avantageusement :
- mécanique (de type épicycloïdal ou planétaire) présentant un rapport de
réduction en régime de rotation compris de préférence entre 8 et 12; ou
- électromagnétique.
La turbomachine peut comprendre selon les configurations un premier
moteur/générateur électrique 60 et un deuxième moteur/générateur électrique 70
qui
peuvent, fonctionner comme moteur mais aussi comme générateur
d'électricité .
Le système propulsif comprend, à ce titre, une unité 90 de stockage d'énergie
connectée au premier et/ou deuxième moteur/générateur électrique, l'unité de
stockage d'énergie ayant, de préférence, une capacité comprise entre 200 et
500
kWh.
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Lorsque le moteur/générateur électrique 60, 70 fonctionne en moteur, l'unité
de stockage 90 est une source d'alimentation pour le moteur/générateur
électrique
60, 70 tandis que lorsque les hélices 31, 32 ne sont pas entrainées par le
moteur/générateur électrique 60, 70, le moteur/générateur électrique permet de
recharger l'unité de stockage 90.
En effet, le moteur/générateur électrique 60, 70 peut mettre à contribution
les
modes de fonctionnement au cours desquels il n'est pas utilisé en moteur
pour
recharger l'unité de stockage 90.
Quelle que soit la configuration, la turbomachine peut comprendre, associée
à chaque hélice, une unité de commande de l'angle de calage de l'hélice
(unités UC1
et UC'1 sur les figures) qui est caractérisée par
- pour la première hélice, un débattement compris préférentiellement
entre -30
et +900;
- pour
la deuxième hélice, un débattement préférentiellement limité aux angles
de calages positifs, typiquement 00 à +900 / maximalement 00 à +1100
.
On utilise ici la terminologie calage de l'hélice pour viser le calage de
chaque pale de l'hélice.
La deuxième hélice 32 est avantageusement utilisée de différentes manières
selon plusieurs modes de fonctionnement du système propulsif de l'aéronef.
Comme
cela va être décrit (en relation avec la figure 5), la deuxième hélice 32 peut
avoir
plusieurs fonctions pour contribuer au fonctionnement de l'aéronef selon ces
différentes configurations.
Ainsi, la turbomachine comprend une unité UC2 de commande du deuxième
moteur/générateur associé à la deuxième hélice 32, l'unité UC2 de commande du
deuxième moteur/générateur 70 permettant de piloter de manière continue la
fourniture en puissance électrique pour ce deuxième moteur/générateur entre
les cas
extrêmes d'une fourniture nulle et d'une fourniture correspondant à la
puissance
maximale de dimensionnement deuxième du moteur/générateur 70.
Un premier mode de fonctionnement M1 correspond au décollage/montée de
l'aéronef, mode au cours duquel, la turbomachine a besoin d'une forte
puissance
propulsive dite puissance propulsive donnée :
- Le deuxième moteur/générateur 70 est en mode moteur et utilise
l'énergie
de l'unité de stockage 90 comme alimentation afin d'entrainer en rotation la
deuxième hélice 32 ;
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- L'angle de calage de la deuxième hélice est réglé pour que la deuxième
hélice
32 fournisse une poussée, à hauteur d'environ 20 à 40 % de la puissance
propulsive donnée (soit ¨ 5 MW maximum pour une classe d'aéronef
court/moyen-courrier), et afin que l'angle d'incidence des pales Ai soit
5 supérieur à 00 (tel qu'illustré sur la figure 6) ;
- Le générateur de gaz fonctionne dans une plage de régime réduit haute
pression (N2K) comprise entre 90 et 100 % en fonction du débit de carburant
injecté dans la chambre de combustion.
Au cours de ce premier mode de fonctionnement Ml, la mise en rotation de la
10 deuxième hélice 32 permet de diminuer le niveau d'énergie requis sur la
première
hélice 31 pour assurer la poussée globale attendue du système propulsif, ce
qui
permet de dimensionner le diamètre de la première hélice 31 sur une valeur
plus
faible que ce que l'état de l'art exigerait en l'absence d'assistance de
fourniture de
poussée via l'hélice 32. Une telle diminution de diamètre permet d'avoir une
première
hélice 31 qui soit facilement intégrable tout en maintenant un fort rendement
énergétique du système propulsif global.
En outre, le niveau d'énergie requis sur l'arbre basse pression est diminué,
de
même que celui attendu du générateur de gaz ce qui a pour conséquence de
dimensionner l'espace annulaire d'écoulement des gaz sur une valeur plus
faible
adaptée à ce niveau réduit d'énergie attendu. Un bénéfice sur la masse de la
turbomachine est obtenu avec des performances améliorées ainsi qu'une
diminution
des nuisances sonores dues à l'éjection des gaz en sortie du générateur de
gaz.
Un deuxième mode de fonctionnement M2 correspond à la croisière de
l'aéronef, mode au cours duquel, la turbomachine a besoin d'une puissance
propulsive intermédiaire :
- Le deuxième moteur/générateur 70 est inutilisé, la deuxième hélice 32 ne
reçoit pas de puissances mécaniques, elle est en roue libre ;
- L'angle de calage de la deuxième hélice 32 est piloté en conjonction avec
l'angle de calage de la première hélice 31 de manière à maximiser l'efficacité
propulsive de sa combinaison avec la première hélice 31 en amont, toujours
afin que l'angle d'incidence des pales Ai soit supérieur à 00 (tel qu'illustré
sur
la figure 7). La deuxième hélice 32 fonctionne donc comme un redresseur.
Son régime de rotation est libre et dépend du couplage aérodynamique avec
la première hélice 31: soit arrêté, soit en rotation très lente. Le générateur
de
F nE 1:1FHPI ACEMENT (PMI...F. 26)
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gaz et la première hélice 31 sont régulés de manière à répondre exactement
au besoin propulsif attendu. Les angles de calage sont issus de prédictions
aérodynamiques préalables.
- Le générateur de gaz fonctionne dans une plage de régime réduit haute
pression comprise entre 80 et 90 %
Au cours de ce deuxième mode de fonctionnement M2, l'efficacité propulsive
la première hélice 31 est maximisée par revalorisation de sa giration
résiduelle. La
giration de l'écoulement (mise en rotation indésirable car ne contribuant pas
à
l'augmentation de vitesse d'écoulement selon l'axe propulsif) issu de la
première
hélice est récupérée par l'interaction avec les pales de la second hélice (ici
quasi
immobile), et revalorisée sous forme de vecteur vitesse de l'écoulement
orienté selon
l'axe propulsif principal.
Un troisième mode de fonctionnent M3 correspond à un ralenti, descente de
l'aéronef, mode au cours duquel la turbomachine a besoin d'une faible
puissance :
- Le générateur de gaz et la première hélice 31 sont régulés sur un point de
fonctionnement supérieur au besoin propulsif réel ;
- L'énergie générée en excédent se manifeste sous la forme d'un excédent
enthalpique et d'une giration en sortie de la première hélice 31. Cette
énergie
excédentaire, est récupérée sur la deuxième hélice 32 qui est alors mise en
rotation et fonctionne en mode éolienne via le choix d'un angle de calage
adapté. L'énergie mécanique ainsi récupérée sur la deuxième hélice 32
alimente le deuxième moteur/générateur 70 qui fonctionne alors en mode
générateur, rechargeant l'unité de stockage 90.
- Le générateur de gaz fonctionne dans une plage de régime réduit haute
pression comprise entre 90 et 100 % en fonction du débit de carburant injecté
dans la chambre de combustion.
Au cours de ce troisième mode de fonctionnement M3, le découplage
énergétique du besoin propulsif et du point de fonctionnement du générateur de
gaz
et de la première hélice 31 permet de positionner ces derniers sur des zones
de
rendement bien plus favorables que celles atteintes sur une configuration
classique
au ralenti. Ceci permet en outre de s'éloigner des zones critiques
d'opérabilité
compresseur par le biais du positionnement du générateur de gaz sur des
niveaux de
puissance moyens/élevés pour lesquels l'opérabilité est moins critique qu'aux
conditions ralenti.
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Ce mode de fonctionnement M3 peut être obtenu selon deux modes de
réalisation :
- Dans un premier mode de réalisation (tel qu'illustré en figure 8),
l'angle de
calage de la deuxième hélice 32 est modifié de sorte que l'angle d'incidence
des pales Ai soit inférieur à 00. Cette modification de l'angle d'incidence
des
pales Ai a pour effet d'obtenir un coefficient de portance inférieur à 0, et
permet ainsi d'entrainer en rotation la deuxième hélice 32 dans un sens de
rotation opposé au sens de rotation de la première hélice 31. Ce mode de
réalisation permet ainsi de conserver le même sens de rotation de la deuxième
hélice 32 que dans les autres modes de fonctionnement, et évite ainsi la
complexification de la boite de vitesse. Il implique en revanche de modifier
la
géométrie de l'hélice en réduisant la flèche FI, qui correspond à la distance
maximale entre la corde et la ligne de cambrure (représenté en figure 9). De
plus, afin d'éviter le décollement, il est nécessaire de concevoir des pales
avec
un bord d'attaque Ba large (représenté en figure 10) ;
- Dans un deuxième mode de réalisation (tel qu'illustré en figure 11),
l'angle de
calage de la deuxième hélice 32 est modifié de sorte que l'angle d'incidence
des pales Ai soit supérieur à 00. Cette modification de l'angle d'incidence
des
pales Ai permet d'entrainer en rotation la deuxième hélice 32 dans le même
sens de rotation que la première hélice 31. Ce mode de réalisation implique
de concevoir une boite de vitesse permettant à la deuxième hélice 32 de
tourner dans les deux sens, en revanche il n'implique pas de modification de
la géométrie de l'hélice étant donné que son fonctionnement aérodynamique
reste le même que dans les autres modes de fonctionnement.
Un quatrième mode de fonctionnement M4 correspondant au freinage de
l'aéronef :
- Le calage de la première hélice 31 est positionné en angle négatif ;
- La deuxième hélice 32 est laissée en calage neutre (en anglais,
windmilling ) qui permet de ne générer aucune puissance mécanique sur
l'hélice ;
- Le générateur de gaz fonctionne dans une plage de régime réduit haute
pression comprise entre 90 et 100%.
FEUILLE nE REMPLACEMENT (REGLE 26)
CA 03117485 2021-04-23
WO 2020/084271
PCT/FR2019/052557
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Au cours de ce quatrième mode de fonctionnement M4, il y a une inversion de
poussée sur la première hélice 31 et la deuxième hélice 32 présente un calage
choisi
de manière à permettre une inversion de flux d'air alimentant la première
hélice 31.
Un cinquième mode de fonctionnement correspond à un dysfonctionnement
de la première hélice 31 ou à un dysfonctionnement du générateur de gaz:
- L'angle de calage de la première hélice 31 est positionné en calage
neutre
( windmilling ) si le dysfonctionnement de cette première hélice l'autorise,
ou bien maintenu à sa valeur de calage à l'instant d'occurrence du
dysfonctionnement
- L'angle de calage de la deuxième hélice 32 est positionné en position pleine
traction c'est-à-dire selon un angle de calage similaire à celui de la
première
hélice 31 lorsqu'elle fonctionne en conditions pour fournir le maximum de
puissance ;
- Le deuxième moteur/générateur 70 est commandé pour fournir un maximum
de puissance à la deuxième hélice 32.
Au cours de ce cinquième mode de fonctionnement M5, un niveau de poussée
global minimal est maintenu pendant une certaine durée (par le biais de
l'alimentation
de la deuxième hélice 32 afin de maintenir une capacité de traction, la
poussée est
alors générée exclusivement par le deuxième rotor 32), durée conditionnée par
la
capacité du deuxième moteur/générateur électrique 70 et la puissance
disponible
dans l'unité de stockage 90 qui lui est associé. Ce cinquième mode de
fonctionnement
permet minimiser l'impact d'une perte de poussée de la première hélice 31 ou
d'une
perte de fourniture d'énergie primaire en provenance du générateur de gaz.
Un sixième mode de fonctionnement M6 correspond également à un
dysfonctionnement mais ici de la deuxième hélice 32:
- Si le dysfonctionnement provient du fait qu'il n'est pas possible de
commander
l'angle de calage de la deuxième hélice 32 alors l'angle de calage de la
deuxième hélice 32 est maintenu bloqué à sa dernière position occupée ;
- Si le dysfonctionnement provient du deuxième moteur/générateur 70 alors
la
deuxième hélice 32 est laissée en roue libre tant que la plage du calage
permet de fournir une poussée ;
Un tel sixième mode de fonctionnement M6 permet d'avoir une architecture
de turbomachine qui est robuste à la défaillance de la deuxième hélice.
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Comme déjà évoqué, le premier moteur/générateur électrique 60 associé à la
première hélice 31 peut venir en complément de la mise en rotation par la
turbine
basse pression 15 (voir la figure 2).
Cette configuration permet :
= L'assistance de l'arbre basse pression (première hélice 31 amont) par le
premier moteur/générateur électrique 60 ;
o Dans le cas du premier mode de fonctionnement : assistance au
décollage, conjointement à l'assistance déjà produite par la deuxième
hélice 32 ;
o En cas de défaillance du générateur de gaz au cours du cinquième
mode de fonctionnement : capacité à entraîner la première hélice
pendant une durée limitée par la contenance du stockeur énergétique ;
= Le transfert d'énergie en temps réel entre la deuxième hélice 32 et
l'arbre
basse pression : même lorsque le stockeur lié au premier moteur/générateur,
en mode générateur est vide, la deuxième hélice 32 peut ainsi être
alimentée en énergie mécanique selon les besoins ;
= Un profil de recharge du premier moteur/générateur en mode moteur
plus
efficace car directement relié à la turbine basse pression.
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