Brevet FR3089496A1 — publié le 20200612

Description Titre de l'invention : Groupe propulseur d'aéronef à ingestion de couche limite comportant un moteur électrique et un système de re- froidissement en partie disposé dans le cône de sortie [0001] L'invention concerne un groupe propulseur d'aéronef. [0002] Elle concerne plus spécifiquement une architecture d'un tel groupe propulseur et son implantation dans un aéronef [0003] Un aéronef comporte typiquement au moins un fuselage, une voilure comportant gé- néralement deux ailes qui s'étendent de part et d'autre du fuselage, et un empennage. [0004] Un tel aéronef comporte en outre au moins un groupe propulseur ; un des plus com- munément employés étant un turboréacteur. [0005] Un groupe propulseur peut être implanté dans l'aéronef selon différentes confi- gurations. A titre d'exemples d'implantation courante, un groupe propulseur peut être suspendu sous une aile, par exemple par un mat de support, ou fixé à l'arrière du fuselage, par exemple par un mat, ou encore intégré au niveau de l'empennage. [0006] Un tel groupe propulseur comporte typiquement un moteur, traditionnellement un moteur thermique, dont un arbre de sortie entraîne en rotation une soufflante. [0007] Un tel groupe propulseur comporte aussi une nacelle qui forme un carénage aéro- dynamique dans lequel la soufflante est généralement contenue. [0008] Dans l'ensemble du présent document, les notions d'amont et d'aval font référence au sens d'écoulement des gaz de propulsion, notamment de l'air, dans le groupe propulseur et notamment dans le conduit que forme sa nacelle. [0009] Enfin, il comporte généralement un système de refroidissement configuré pour maintenir une température des différents composants, au moins en surface, dans des gammes souhaitées. [0010] En effet, en guise d'exemple dans le cas d'un moteur thermique en fonctionnement, des gaz d'échappement peuvent atteindre une température de l'ordre de 600°C, et l'arbre de sortie du moteur peut atteindre en surface une température de l'ordre de 400°C ; de telles températures ont des impacts sur les différents composants, en particulier sur les dilatations de roulements, ou la fluidité de l'huile, ou tout autre fluide, de refroidissement. [0011] 11 est donc généralement souhaitable de maintenir une température en surface des différents composants autour de 120°C, par exemple entre 100°C et 150°C environ. [0012] Pour un moteur thermique, le refroidissement est souvent réalisé en utilisant un flux d'air extérieur, relativement froid, pour refroidir les différents composants internes du moteur. Une partie de cet air extérieur est utilisée pour la réaction de combustion dans 2 le moteur thermique et une autre partie est utilisée pour le refroidissement. [0013] Le flux d'air extérieur est alors pris en amont de la nacelle, en particulier en tête de fuselage, pour s'assurer qu'il est suffisamment froid pour compenser le flux d'air chaud en sortie du moteur. [0014] Par conséquent, le système de refroidissement est relativement encombrant, et nécessite de nombreux éléments, par exemple des pompes, pour assurer les échanges thermiques souhaités. [0015] En outre, lorsque l'aéronef se déplace dans l'air, ses surfaces externes influent sur l'écoulement de l'air. En particulier, lors du déplacement d'un objet dans l'air, une couche limite se crée en surface de cet objet. Cette couche limite correspond à une zone d'air dans laquelle la vitesse d'écoulement de l'air est ralentie par rapport à la vitesse de l'écoulement au-delà de la couche limite, du fait de la viscosité de l'air et de son contact avec la surface de l'objet. [0016] En conséquence, un groupe propulseur d'aéronef est généralement configure pour ne pas aspirer la couche limite créée en surface de l'aéronef. [0017] Pour cela, le groupe propulseur est généralement disposé avec une entrée d'air du groupe propulseur située dans un flux d'air libre, c'est-à-dire un flux dont l'écoulement est perturbé le moins possible par la surface de l'aéronef, par exemple au-delà de la couche limite. [0018] Cependant, placer une prise d'air dans un flux d'air externe a un impact significatif sur la traînée et par voie de conséquence, sur les performances de l'aéronef, en particulier sur la consommation de carburant. [0019] L'amélioration de l'efficacité de la propulsion des aéronefs est un enjeu majeur ac- tuellement, notamment afin de réduire leur consommation spécifique (c'est-à-dire la consommation de carburant rapportée à la masse de l'aéronef). [0020] Ainsi, l'ingestion de la couche limite par un groupe propulseur (désignée géné- ralement par l'acronyme anglophone BL1 pour « Boundary Layer Ingestion ») peut être envisagée selon diverses configurations. [0021] L'ingestion par le groupe propulseur de la couche limite présente alors certains avantages comparativement aux groupes propulseurs ayant une prise d'air dans un flux d'ah- libre. [0022] En effet, on consomme alors moins d'énergie à exploiter de l'air perturbé et on minimise la tramée à ne pas perturber le flux d'air libre. [0023] Par ailleurs, les développements actuels visent à remplacer les moteurs thermiques par des moteurs électriques. [0024] En conséquence, il n'y a plus de flux de gaz d'échappement chaud en sortie du moteur (par exemple un flux à 600°C comme expliqué précédemment). [0025] L'invention vise alors à proposer une architecture améliorant au moins en partie les 3 inconvénients précités, menant aussi à d'autres avantages. [0026] A cet effet, est proposé, un groupe propulseur d'aéronef comportant un moteur électrique, une soufflante entrain& en rotation par le moteur électrique et en aval du moteur électrique, un cône de sortie, en aval de la soufflante, et une nacelle entourant au moins la soufflante et une partie du cône de sortie qui forme, avec la nacelle, un conduit d'écoulement d'air du groupe propulseur ; le groupe propulseur comportant en outre un système de refroidissement qui comporte au moins une canalisation ; la canalisation comportant une partie de dissipation de chaleur disposée dans le cône de sortie, en aval de la soufflante, et configurée pour réaliser des échanges thermiques avec unc paroi du cône de sortie. [0027] Il est ainsi proposé une configuration de soufflante électrique arrière à BEI (ingestion de couche limite) permettant d'utiliser un flux d'air froid provenant de la soufflante lorsque le groupe propulseur est en fonctionnement, pour refroidir différents composants du groupe propulseur. [0028] Grâce au fait qu'un moteur électrique ne génère pas de flux d'air chaud (c'est-à-dire par exemple un air à environ 600°C), il est possible d'utiliser l'espace disponible entre la nacelle et le cône de sortie, en aval de la soufflante, pour favoriser des échanges thermiques avec la paroi du cône de sortie. [0029] En effet, en fonctionnement, la paroi, de forme aérodynamique, du cône de sortie est refroidie par la soufflante qui souffle de l'air dessus. [0030] Une telle surface aérodynamique ne pouvait pas être utilisée auparavant du fait des sorties de gaz chauds induits par le moteur thermique. [0031] En outre, il est alors possible d'optimiser l'espace alloué au cône de sortie. [0032] Il est aussi possible de limiter l'impact négatif sur la traînée, en partie du fait qu'une prise d'air dans un flux d'air libre externe est évitée. [0033] Selon un exemple de réalisation, la partie de dissipation de chaleur de la canalisation est disposée contre la paroi du cône de sortie. [0034] Selon un exemple de réalisation, la canalisation est configurée pour faire circuler un fluide de refroidissement depuis le cône de sortie, vers le moteur électrique, puis de nouveau vers le cône de sortie. [0035] Selon un exemple de réalisation, la partie de dissipation de chaleur de la canalisation est disposée en boucles dans le cône de sortie. [0036] Par exemple, la partie de dissipation de chaleur de la canalisation peut comporter tous méandres ou spirales pour maximiser des surfaces d'échanges avec la paroi du cône de sortie. [0037] Par exemple, la partie de dissipation de chaleur de la canalisation est disposée en hélice dans le cône de sortie. [0038] Selon un exemple intéressant, la partie de dissipation de chaleur de la canalisation est en contact avec la paroi du cône de sortie afin de maximiser les échanges thermiques. [0039] Selon un exemple de réalisation, la partie de dissipation de chaleur de la canalisation comporte une houcle d'entrée de fluide de refroidissement qui se situe vers la soufflante et une houcle de sortie de fluide de refroidissement qui se situe vers une extrémité du cône de sortie opposée à la soufflante. [0040] Dans un exemple de réalisation intéressant, la canalisation comporte une partie de ré- cupération de chaleur, configurée pour refroidir au moins une partie du groupe propulseur. [0041] Selon un exemple de réalisation, la partie de récupération de chaleur est configurée pour véhiculer du fluide de refroidissement depuis la boucle de sortie de fluide de refroidissement de la partie de dissipation de chaleur jusqu'à la houcle d'entrée de fluide de refroidissement de la partie de dissipation de chaleur. [0042] Selon un exemple de réalisation, la partie de récupération de chaleur est configurée pour refroidir au moins le moteur électrique et/ou un arbre d'entraînement de la soufflante. [0043] Est également proposé, selon un autre aspect, une partie arrière d'aéronef comprenant une partie arrière de fuselage et au moins un groupe propulseur d'aéronef comportant au moins une partie des caractéristiques présentées précédemment, au moins une partie du moteur électrique étant positionnée dans la partie arrière du fuselage. [0044] Une telle disposition permet ainsi de réduire encore d'avantage les effets négatifs sur la traînée. [0045] Est également proposé, selon encore un autre aspect, un aéronef comportant une partie arrière telle que décrite précédemment. [0046] L'invention, selon un exemple de réalisation, sera bien comprise et ses avantages ap- paraitront mieux à la lecture de la description détaillée qui suit, donnée à titre indicatif et nullement limitatif, en référence aux dessins annexés dans lesquels : [0047] [fig.1] la figure 1 représente schématiquement un groupe propulseur d'aéronef et son implantation dans un aéronef selon un mode de réalisation de l'invention, et [0048] [fig.2] la figure 2 représente schématique un exemple de réalisation de système de refroidissement d'un groupe propulseur selon l'invention. [0049] Les éléments identiques représentés sur les figures précitées sont identifiés par des références numériques identiques. [0050] Un aéronef comporte typiquement au moins un fuselage dont une partie arrière 1 est représentée ici figure 1, une voilure (non représentée) comportant généralement deux ailes qui s'étendent de part et d'autre du fuselage, et un empennage. [0051] Un tel aéronef comporte en outre au moins un groupe propulseur 10, lequel est ici disposé dans l'aéronef en partie arrière. [0052] Le groupe propulseur 10 comporte ici un moteur électrique 11. [0053] Ici le moteur électrique 11 comporte un stator 12 et un rotor 13, ainsi qu'un arbre de sortie 14 qui entraîne en rotation une soufflante 20. [0054] Ici, le stator 12, le rotor 13, ainsi qu'une partie de l'arbre de sortie 14 sont po- sitionnés dans la partie arrière 1 du fuselage. [0055] Dans le présent exemple de réalisation, le stator 12 est fixé dans la partie arrière 1 du fuselage. [0056] Par définition, la soufflante 20 est positionnée en aval du moteur électrique 11. [0057] La soufflante 20 comporte un arbre d'entraînement 21 qui est lié à l'arbre de sortie 14 du moteur électrique 11. [0058] En aval de la soufflante 20, le groupe propulseur comporte un cône de sortie 30. [0059] Le cône de sortie 30 comporte principalement une paroi 31. [0060] La paroi 31 est ici profilée de manière aérodynamique. [0061] Le cône de sortie 30 comporte en particulier une extrémité pointue 32, appelée « plug » 32. [0062] Le groupe propulseur 10 comporte aussi une nacelle 40. [0063] La nacelle 40 du groupe propulseur est liée à la partie arrière 1 du fuselage. [0064] La nacelle 40 comporte un carénage aérodynamique externe 41, et un carénage aéro- dynamique interne 42. [0065] Le carénage aérodynamique interne 42 et la paroi 31 du cône de sortie 30 définissent entre eux un espace qui forme un conduit pour les gaz de propulsion G de l'aéronef, générés par la soufflante 20, c'est-à-dire un flux de poussée. Le conduit a par exemple une section variable. [0066] Autrement dit, la soufflante 20 est installée dans le conduit de la nacelle 40. [0067] Enfin, le groupe propulseur 10 comporte un système de refroidissement 50. [0068] Le système de refroidissement 50 comporte principalement une canalisation 51. [0069] La canalisation 51 forme par exemple un circuit fermé. [0070] La canalisation 51 comporte ici, par définition, deux parties : une partie de dis- sipation de chaleur 52 et une partie de récupération de chaleur 53. [0071] La partie de dissipation de chaleur 52 est disposée dans le cône de sortie 30, en aval de la soufflante 20, et est configurée pour réaliser des échanges thermiques avec la paroi 31 du cône de sortie 30 pour libérer de la chaleur et, en conséquence, refroidir un fluide de refroidissement qui circulerait dans la canalisation 51. [0072] En effet, lorsque le groupe propulseur 10 est en fonctionnement, les flux de gaz G générés par la soufflante 20, qui s'écoulent sur la paroi 31 du cône de sortie 30, permettent de refroidir considérablement le cône de sortie 30. Ce phénomène est d'autant plus accru qu'en vol, l'air ambiant est à une température de l'ordre de -55°C, 6 typiquement comprise entre -40°C et -65°C. [0073] Ainsi, la présente invention permet d'exploiter profitablement cette situation. [0074] Dans un exemple de réalisation particulier, il est envisagé que la partie de dissipation de chaleur 52 de la canalisation 51 soit disposée contre la paroi 31 du cône de sortie 30. Ceci permet de maximiser autant que possible les échanges thermiques entre le circuit de refroidissement 50 et le cône de sortie 30. [0075] Dans l'exemple schématisé ici, la partie de dissipation de chaleur 52 est disposée en spirales, en hélice, dans le cône de sortie 30. [0076] La partie de récupération de chaleur 53 est configurée pour refroidir au moins une partie du groupe propulseur 10. [0077] Dans le présent exemple de réalisation, la partie de récupération de chaleur 53 correspond à une partie de la canalisation 51 qui véhicule du fluide refroidi, depuis le cône de refroidissement, et en particulier ici depuis une dernière des spirales 54 de la partie de dissipation de chaleur 52, qui se situe vers le plug 32, et qui parcourt le groupe propulseur pour refroidir ses différents composants, et jusqu'à une première des spirales 55 de la partie de dissipation de chaleur 52, qui se situe vers la soufflante 20. [0078] Ainsi, la première des spirales 55 forme une boucle d'entrée 55 de fluide de refroi- dissement dans la partie de dissipation de chaleur 52, et la dernière des spirales 54 forme une boucle de sortie 54 de fluide de refroidissement, hors de la partie de dissipation de chaleur 52. [0079] Ici, en sortant de la partie de dissipation de chaleur 52, le fluide de refroidissement entre dans la partie de récupération de chaleur 53 et en entrant dans la partie de dissipation de chaleur 52, le fluide de refroidissement sort de la partie de récupération de chaleur 53. [0080] Ici, la partie de récupération de chaleur 53 traverse longitudinalement l'arbre d'entrainement 21 de la soufflante 20 et l'arbre de sortie 14 du moteur ; elle est aussi disposée pour refroidir le stator 12 et/ou le rotor 13 du moteur 11. [0081] Ainsi, la canalisation 51 est configurée pour faire circuler un fluide de refroi- dissement depuis le cône de sortie 30, vers le moteur électrique 11, puis de nouveau vers le cône de sortie 30. [0082] L'invention ainsi développée propose une configuration de groupe propulseur 10 d'aéronef à ingestion de couche limite, destiné à être implanté en partie arrière 1 d'un fuselage d'aéronef. [0083] Cette configuration permet de tirer profit de la surface d'échange, froide, formée par la paroi 31 du cône de sortie 30, en limitant, voire évitant, des effets négatifs sur la traînée. [0084] En outre, une telle configuration permet un gain de poids et un système de refroi- dissement 50 relativement plus compact que dans les configurations de l'art antérieur pour des moteurs thermiques. [0085] Le rendement du groupe propulseur est ainsi amélioré. 8 [Revendication 1] [Revendication 2] [Revendication 3] [Revendication 4] [Revendication 5] [Revendication 6] [Revendication 7]