Brevet FR3039219A1 — publié le 20170127

Aéronef comportant deux soufflantes contrarotatives à l'arrière d'un fuselage avec calage des aubes de la soufflante aval Domaine de l'invention et état de la technique : La présente invention se rapporte au domaine des aéronefs tels que des avions, notamment civils, propulsés par une turbomachine à soufflantes contrarotatives, la turbomachine étant intégrée dans le prolongement du fuselage en aval de celui-ci. Elle concerne plus particulièrement les moyens pour adapter les soufflantes dans ce type d'architecture aux différentes conditions d'opération de l'aéronef. Il a été proposé dans la demande de brevet FR-A1-2 997 681, une nouvelle architecture d'aéronef permettant de réduire les nuisances sonores et la consommation de carburant de l'aéronef en limitant la traînée aérodynamique par absorption de la couche limite. Dans une telle architecture, un aéronef est propulsé par une turbomachine à soufflantes contrarotatives carénées, la turbomachine étant intégrée à l'arrière du fuselage de l'aéronef. Généralement, la turbomachine comprend deux générateurs de gaz qui alimentent une turbine de puissance ayant deux rotors contrarotatifs pour entraîner deux soufflantes disposées en aval des générateurs de gaz. Les générateurs de gaz ont des entrées d'air latérales distinctes pour alimenter chacun d'eux. En aval des générateurs de gaz, les soufflantes sont disposées dans le prolongement du fuselage de l'aéronef et généralement alimentées par une couronne annulaire reliée à ce dernier, de manière à absorber une partie au moins de la couche limite formée autour du fuselage. Le diamètre des soufflantes est de l'ordre de celui du fuselage dans sa plus grande section. La vitesse de rotation des soufflantes est généralement plus basse que pour des turbomachines classiques, notamment pour que la vitesse en tête d'aube soit subsonique. Les deux soufflantes, constituent un ensemble à faible taux de compression et fort débit. Il est dans ce cas difficile d'adapter le point de fonctionnement de la soufflante aval en fonction des régimes moteurs et l'on peut se trouver dans certaines conditions de vols avec de faibles marges d'opérabilité pour cette soufflante. 3039219 2 De plus, il faut équiper l'aéronef d'un système d'inversion de poussée de la turbomachine. Par ailleurs, compte tenu de la disposition de la nacelle entourant les soufflantes, en queue de l'aéronef, il est problématique d'équiper cette nacelle de dispositifs mobiles permettant, de manière connue, soit de modifier la section de sortie, 5 soit de refouler l'air sortant des soufflantes. En effet, on ne trouve à proximité de cette zone aucune structure permettant de reprendre les efforts engendrés sur la nacelle. La présente invention a pour objet de fournir une solution adaptée au type d'architecture d'aéronef et de propulseur qui vient d'être décrit pour que la soufflante fonctionne de manière optimale aux différentes conditions de vol. Un deuxième objectif 10 de l'invention est que l'on puisse inverser facilement la poussée de la turbomachine dans une telle architecture. Exposé de l'invention : A cet effet, l'invention concerne un aéronef comportant un fuselage et propulsé par 15 une turbomachine à deux soufflantes coaxiales, respectivement amont et aval, entrainées par deux rotors contrarotatifs d'une turbine de puissance, les deux soufflantes et la turbine étant intégrées dans une nacelle à l'aval du fuselage, dans le prolongement de celui-ci, aéronef caractérisé en ce qu'au moins une des soufflantes, et en particulier la soufflante aval, comporte des aubes à calage variable. 20 Les termes amont et aval font référence à l'écoulement des gaz traversant la turbomachine. Avantageusement, l'invention s'applique en particulier au cas où les deux soufflantes fonctionnent à un régime relativement bas et avec un faible taux de compression ce qui induit des risques de pompages, de décollement ou plus généralement des 25 phénomènes aérodynamiques difficilement contrôlables. Comme évoqué précédemment, de telles soufflantes présentent généralement un diamètre externe sensiblement identique au diamètre le plus élevé du fuselage de l'aéronef. Les régimes de rotation des soufflantes étant liés à ceux de la turbine, si le régime de rotation de l'une des soufflantes peut être adapté aux conditions de vol, celui de 30 l'autre soufflante ne peut pas être modifié indépendamment pour s'adapter aux variations de conditions de fonctionnement de cette soufflante. 3039219 3 Notamment, le calage variable des aubes de la soufflante aval permet d'adapter le point de fonctionnement de cette soufflante aval au flux sortant de la soufflante amont lorsque le régime de rotation des soufflantes change. De plus, il serait ici difficile de modifier le calage des aubes de la soufflante amont pour des raisons d'encombrement. 5 Avantageusement, un mécanisme entraînant la rotation d'une tige de calage des aubes de la soufflante aval, est installé dans un corps central, situé en aval de la turbine de puissance et entouré par un écoulement primaire traversant la turbine. De préférence, la turbine de puissance est située sensiblement entre les deux soufflantes. 10 Avantageusement, au moins une couronne d'aubes formant un stator est placée en amont de la soufflante amont, les aubes de la couronne étant de préférence à calage variable. Cette solution permet, en particulier, d'améliorer l'adaptation de la soufflante amont aux différents régimes d'utilisation. Avantageusement, le calage des aubes de la soufflante aval peut être réglé jusqu'à 15 ce que cette soufflante refoule l'air vers l'amont, la nacelle étant équipée de moyens permettant à l'air de s'échapper radialement, entre la soufflante amont et la soufflante aval. Cela permet d'utiliser pour l'inversion de poussée, les mêmes dispositifs de calage des aubes de la soufflante aval que pour l'adaptation de l'opérabilité. De plus, les efforts 20 de poussée inverse sont appliqués essentiellement sur la soufflante et donc retransmis par son axe à la structure de l'aéronef. La nacelle des soufflantes n'est donc pas mécaniquement sollicitée, elle doit simplement être configurée pour laisser passer l'air refoulé par la soufflante. De préférence, les moyens d'échappement radial de l'air comportent des grilles qui 25 comprennent des profils transversaux s'étendant radialement de l'aval vers l'amont en partant de l'intérieur de la nacelle. Cela permet de mieux guider vers l'amont le flux d'air sortant de la nacelle entre les deux soufflantes. Avantageusement, les grilles comportent des moyens formant clapet vis-à-vis de la différence entre une pression à l'intérieur de la nacelle et une pression à l'extérieur de la 30 nacelle. Ainsi aucun système de pilotage sophistiqué n'est nécessaire, c'est de manière 3039219 4 automatique que les grilles s'ouvrent lors de l'inversion de poussée et se referment lorsque la turbomachine pousse. Enfin, l'invention concerne plus particulièrement un aéronef dans lequel au moins deux générateurs de gaz alimentent la turbine de puissance, lesdits générateurs de gaz 5 étant alimentés eux-mêmes par des entrées d'air distinctes disposées en périphérie du fuselage de l'aéronef. Brève description des figures : La présente invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et 10 avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description d'un exemple non limitatif qui suit, en référence aux dessins annexés sur lesquels : La figure 1 présente une vue schématique en coupe longitudinale de la partie arrière d'un aéronef équipé d'une turbomachine selon l'invention ; 15 La figure 2 présente une vue schématique en coupe longitudinale de la partie centrale d'une turbomachine selon l'invention, près de l'axe de symétrie, derrière la turbine de puissance ; La figure 3 présente une vue schématique d'une demi-coupe longitudinale de la partie arrière d'un aéronef équipé d'une turbomachine selon l'invention, en mode 20 poussée ; La figure 4 présente une vue schématique d'une demi-coupe longitudinale de la partie arrière d'un aéronef équipé d'une turbomachine selon l'invention, en mode inversion de poussée. 25 Description d'un mode de réalisation : L'invention s'applique en particulier à un aéronef tel qu'un avion comportant une turbomachine du type de celle représentée sur la figure 1. Comme représenté sur la figure 1, la turbomachine est centrée sur l'axe longitudinal XX du fuselage 1 de l'aéronef. Cette turbomachine comprend, d'amont en aval, dans le 30 sens d'écoulement des gaz, deux générateurs de gaz distincts 2a, 2b alimentant 3039219 5 simultanément une unique turbine de puissance 3. La turbomachine est installée à l'extrémité avale du fuselage 1 de l'aéronef. De façon connue en soi, chaque générateur de gaz 2a, 2b comprend au moins un compresseur, une chambre de combustion et une turbine (non représentés sur les 5 figures). Chaque générateur de gaz 2a, 2b est logé à l'intérieur d'une veine d'écoulement primaire 3a, 3b. Des entrées d'air distinctes 4a, 4b sont prévues pour ces veines 3a, 3b afin d'alimenter chaque générateur de gaz 2a, 2b. Sur l'exemple présenté, les entrées d'air 4a, 4b sont reliées au fuselage 1 de l'aéronef, en amont des générateurs de gaz 10 2a, 2b, et leur paroi interne est directement intégrée au fuselage 1. Elles absorbent ainsi une partie de la couche limite formée autour du fuselage 1 de l'aéronef. Dans une autre configuration, non représentée, les entrées d'air latérales alimentant chacun des générateurs de gaz peuvent être, au contraire, écartées du fuselage 1 de l'aéronef, de manière à minimiser ce phénomène d'absorption de la couche limite et à faciliter le 15 fonctionnement des générateurs de gaz. Il est également envisageable d'utiliser plus de deux générateurs de gaz, par exemple trois pour alimenter la turbine de puissance 3. De préférence, les deux veines d'écoulement primaires 3a, 3b des générateurs de gaz 2a, 2b convergent sur l'axe longitudinal XX et forment entre elles un V ouvert vers l'amont, dont l'angle d'ouverture est de préférence compris entre 800 et 120°. 20 Les deux veines d'écoulement primaires 3a, 3b des générateurs de gaz 2a, 2b convergent dans une veine primaire centrale 4 qui alimente la turbine de puissance 3. Un mélangeur (non représenté sur les figures) est de préférence positionné au niveau de la zone de convergence des deux veines 3a, 3b, logeant les générateurs de gaz 2a, 2b. Ce mélangeur a pour fonction de mélanger les flux gazeux issus des deux 25 générateurs de gaz 2a, 2b pour créer un flux gazeux unique homogène en sortie de la veine centrale primaire 4. La turbine de puissance 3, qui est alimentée par ce flux primaire en sortie de la veine centrale 4, est munie de deux rotors 5, 6 de turbine contrarotatifs pour entrainer de façon contrarotative deux soufflantes 7, 8. Ces rotors de turbine 5, 6 sont coaxiaux et 30 centrés sur l'axe longitudinal XX. Ils tournent autour d'un carter central 9 fixé à la structure de l'aéronef. 3039219 6 Ici, un premier rotor 5 de turbine correspond à des aubes liées à un corps tubulaire 5a séparant la veine d'écoulement primaire, dans la turbine de puissance 3, de la veine d'écoulement secondaire, dans laquelle se trouvent les soufflantes 7,8. Les aubes et le corps tubulaire 5a du premier rotor 5 sont reliées aux paliers de support du rotor 5 sur le 5 carter intérieur 9 par des bras support 10 qui traversent la veine primaire en amont de la turbine de puissance 3. Sur le même exemple, le deuxième rotor 6 correspond à des aubes liées à une paroi radialement intérieure de la veine primaire dans la turbine 3 et intercalées longitudinalement entre les aubes du premier rotor 5. 10 En aval de la turbine de puissance 3, la partie radialement interne du deuxième rotor 6 se prolonge par un corps central 11. D'autre part, elle est reliée, par des bras support 12, à un anneau 13 de support des aubes de la soufflante aval 8. De plus, cet anneau 13 prolonge le corps tubulaire 5a du premier rotor 5 et comporte une extension vers l'arrière, de façon à former, avec le corps central 11, une tuyère d'éjection primaire, 15 en sortie de la turbine de puissance 3. Sur l'exemple présenté, une première soufflante 7, amont, est positionnée au niveau de l'entrée de la turbine de puissance 3. Elle est reliée au premier rotor 5 au niveau des bras 10 qui soutiennent en amont le corps extérieur cylindrique 5a. Cette soufflante amont 7 tourne donc à la même vitesse que le premier rotor 5 de la turbine de 20 puissance 3. Sur le même exemple, la deuxième soufflante 8, aval, est positionnée au niveau de la sortie de la turbine de puissance 3. Elle est reliée au deuxième rotor 6 au niveau de l'anneau de support 13 et des bras 12 qui le soutiennent. Cette soufflante aval 8 tourne donc à la même vitesse que le deuxième rotor 6 de la turbine de puissance 3. 25 Les deux soufflantes 7, 8 sont carénées par une nacelle 14 fixée à la structure de l'aéronef. Cette nacelle 14 est notamment fixée, ici, à l'empennage vertical de l'aéronef, non représenté sur les figures. Les soufflantes présentent un diamètre externe D qui correspond sensiblement au diamètre externe le plus élevé du fuselage 1 de l'aéronef. L'air entrant dans les soufflantes 7, 8 étant en partie composé de la couche limite du 30 fuselage de l'aéronef, la vitesse en entrée est peu élevée par rapport à des soufflantes classiques de turbomachine et la vitesse en sortie est également plus basse à taux de 3039219 7 compression identique, ce qui améliore les performances propulsives et acoustiques de ces soufflantes. Par ailleurs, l'important diamètre externe D des soufflantes 7, 8 entraîne que leur vitesse de rotation, comme celle des rotors 5, 6 de la turbine de puissance 3, restera également peu élevée par rapport à une turbomachine classique. 5 Selon un premier aspect de l'invention, les aubes de la soufflante aval 8 sont montées avec un dispositif permettant de faire varier leur calage angulaire par rapport à un plan méridien vis-à-vis de l'axe longitudinal XX. Pour cela, en référence à la figure 1, elles sont montées ici avec un système de bagues à roulement 15 sur l'anneau 13 de support et tournent chacune autour d'une tige radiale 16 (représentée sur les figures 2 10 et 3) qui traverse un bras support 12 de l'anneau 13. En référence à la figure 2, les tiges radiales 16 des aubes sont actionnées en rotation par un dispositif 17 à biellettes près de l'axe longitudinal XX. On peut voir sur la figure 2, l'arrière du carter central 9 supportant un premier palier 18 pour le second rotor 6 juste derrière un deuxième palier 19 pour le premier rotor 5. Le dispositif 17 comporte 15 une partie cylindrique 20 mobile en translation selon l'axe longitudinal XX dans un logement 21 du deuxième rotor 6. Pour chaque aube de la soufflante aval 8, la partie mobile 20 est reliée à une biellette 22, elle-même solidaire de la tige radiale 16 de l'aube. Par son mouvement de translation, la partie mobile 20 entraîne chaque biellette 22 fixée à la tige radiale 16 d'une aube et fait tourner cette tige 16 autour de son axe. La 20 tige 16 entraîne ensuite l'aube correspondante en rotation dans les bagues de roulement sur l'anneau de support 13. L'ensemble du dispositif 17 est logé, de manière compacte, dans le corps central 11, juste en aval du palier 18 de roulement du second rotor 6 de la turbine et sous la couronne de bras support 12. Par ailleurs, le mouvement de translation de la partie mobile 20 peut être commandé 25 par un système de tringles 23 passant à l'intérieur du carter central 9. Ces tringles 23 peuvent être actionnées par des actuateurs (non représentés sur les figures) placés à l'intérieur du fuselage 1 de l'aéronef, en amont de la turbine de puissance 3. Dans un mode de fonctionnement où la turbomachine est utilisée pour propulser l'aéronef, représenté sur la figure 3, Ce dispositif 17 peut être utilisé pour ajuster le 30 calage des aubes de la soufflante aval 8 en fonction du régime de la turbomachine. 3039219 8 Sur la figure 3, la partie mobile en translation 20 du dispositif 17 est rappelée vers l'amont par les tringles 23, dans une position correspondant, par exemple à un calage des aubes de la soufflante aval 8 correspondant à une situation de vol de croisière. Avantageusement, les tringles 23 passent par des bras 24 supportant le carter central 9 5 et sont actionnées par des moyens, non représentés, à l'intérieur du fuselage 1 de l'aéronef. Sur l'exemple présenté dans les figures 1 et 3, la turbomachine comprend en outre un stator 25, formé d'une couronne d'aubes reliant la nacelle 14 au fuselage 1 en amont de la soufflante amont 7. Avantageusement, des moyens, non .représentés sur les 10 figures, permettent de faire varier le calage des aubes de ce stator 25. De cette manière, le stator 25 permet d'adapter le fonctionnement de la soufflante amont 7 à différents régimes moteur en agissant sur l'écoulement incident. Cela palie au fait que l'encombrement au niveau de la soufflante amont 7 peut rendre difficile l'installation d'un dispositif de calage de ses aubes. 15 Selon un autre aspect de l'invention, illustré sur la figure 4, le débattement longitudinal de la partie mobile 20 du dispositif 17 est ici suffisant pour faire tourner les aubes de la soufflante aval 8 d'un angle suffisant autour de l'axe de leur tige 16 pour qu'elles repoussent l'écoulement vers l'amont. La figure 4 illustre un cas où la position des aubes est inversée par rapport à l'écoulement incident. 20 En correspondance avec cette configuration, la nacelle 14 comporte des ouvertures munies de grilles 26 en amont de la turbine aval. L'air refoulé par la soufflante aval 8 peut ainsi s'échapper vers l'amont par les grilles 26 et créer une contre-poussée pour freiner l'aéronef. Pour guider efficacement l'air vers l'amont et amplifier cet effet, les parties 25 transversales des grilles comportent ici, comme représenté sur la figure 4, des plaques qui s'étendent radialement de l'aval vers l'amont à partir de l'intérieur de la nacelle 14. En référence à la figure 3, les ouvertures des grilles 26 sont bouchées lorsque la turbomachine fonctionne en mode propulsion. Les moyens contrôlant l'ouverture et la fermeture des grilles 26, non détaillés sur les figures, peuvent être pilotés ou 30 automatiques. Des moyens pilotés peuvent comprendre par exemple des plaques qui glissent le long de la nacelle 14 suivant le mode de fonctionnement choisi. Des moyens 3039219 9 automatiques peuvent comprendre des systèmes de type clapet, avec un rappel élastique pour boucher les ouvertures des grilles 26 si la différence de pression entre l'intérieur et l'extérieur de la nacelle 14 n'est pas assez forte. De cette manière, une turbomachine équipée d'un système de calage variable des 5 aubes de la soufflante aval 8, tel qu'il vient d'être décrit, peut utiliser ce système à la fois pour adapter le fonctionnement des soufflantes lors des phases de propulsion et pour inverser la poussée. REVENDICATIONS1. Aéronef comportant un fuselage (1) et propulsé par une turbomachine à deux soufflantes coaxiales, respectivement amont (7) et aval (8), entrainées par deux rotors (5, 6) contrarotatifs d'une turbine de puissance (3), les deux soufflantes (7, 8) et la turbine (3) étant intégrées dans une nacelle (14) à l'aval du fuselage (1), dans le prolongement de celui-ci, aéronef caractérisé en ce qu'au moins une des soufflantes (7, 8), et en particulier la soufflante aval (8), comporte des aubes à calage variable. 2. Aéronef selon la revendication précédente, dans lequel un mécanisme (17) entraînant la rotation d'une tige (16) de calage des aubes de la soufflante aval (8) est installé dans un corps central (11), situé en aval de la turbine de puissance (3) et entouré par un écoulement primaire traversant la turbine (3). 3. Aéronef selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la turbine de puissance (3) est située sensiblement entre les deux soufflantes. 4. Aéronef selon l'une des revendications précédentes, dans lequel au moins une couronne d'aubes (25) formant un stator est placée en amont de la soufflante amont (7), lesdites aubes de la couronne étant de préférence à calage variable. 5. Aéronef selon l'une des revendications précédentes, dans lequel le calage des aubes de la soufflante aval (8) peut être réglé jusqu'à ce que cette soufflante (8) refoule l'air vers l'amont, la nacelle (14) étant équipée de moyens permettant à l'air de s'échapper radialement, entre la soufflante amont (7) et la soufflante aval (8). 6. Aéronef selon la revendication précédente, dans lequel les moyens d'échappement radial de l'air comportent des grilles (26) qui comprennent des profils transversaux s'étendant radialement de l'aval vers l'amont en partant de l'intérieur de la nacelle (14). 7. Aéronef selon la revendication précédente, dans lequel les grilles (26) comportent des moyens formant clapet vis-à-vis de la différence entre une pression à l'intérieur de la nacelle (14) et une pression à l'extérieur de la nacelle (14). 3039219 11 8. Aéronef selon l'une des revendications précédentes, dans lequel au moins deux générateurs de gaz (2a, 2b) alimentent la turbine de puissance (3), lesdits générateurs étant alimentés eux-mêmes par des entrées d'air (4a, 4b) distinctes disposées en périphérie du fuselage (1) de l'aéronef. 5