Brevet FR3101614A1 — publié le 20210409

Système propulsif pour aéronef à turbomoteur déporté Système propulsif (10) pour aéronef, comprenant un premier module propulsif (12), un premier turbomoteur (60) configuré pour entrainer le premier module propulsif, un deuxième module propulsif (14), et un deuxième turbomoteur (80) configuré pour entrainer le deuxième module propulsif, le premier turbomoteur et le premier module propulsif étant situés en dehors d’une zone d’éclatement (90) du deuxième turbomoteur, le deuxième module propulsif et le deuxième turbomoteur étant situés en dehors d’une zone d’éclatement (70) du premier turbomoteur, la zone d’éclatement (70, 90) d’un turbomoteur donné (60, 80) étant une zone dans laquelle une turbine dudit turbomoteur donné est susceptible de projeter des éléments solides en cas de défaillance. Aéronef comprenant un tel système propulsif. Figure pour l’abrégé : Fig. 4. Système propulsif pour aéronef à turbomoteur déporté Le présent exposé concerne le domaine des systèmes propulsifs pour aéronefs. Par exemple, le système propulsif peut être configuré pour l’ingestion de la couche limite d’air du fuselage. Le document FR2762585 décrit un système de motorisation d’un avion de transport à hélices. Le document ICAS2018_0135 (L. Wiart, ONERA, France ; C. Negulescu, AIRBUS, France. « EXPLORATION OF THE AIRBUS "NAUTILIUS" ENGINE INTEGRATION CONCEPT ») décrit un aéronef dont le système propulsif est configuré pour l’ingestion d’air depuis une couche limite d’air du fuselage. Du fait de la proximité des turbomoteurs l’un par rapport à l’autre, une défaillance de l’un des turbomoteurs risque d’endommager l’autre, voire le module propulsif associé. Le présent exposé vise ainsi à répondre au moins partiellement à ces problématiques, et propose ainsi un système propulsif pour aéronef. Selon un exemple, le système propulsif pour aéronef comprend un premier module propulsif, un premier turbomoteur configuré pour entrainer le premier module propulsif, un deuxième module propulsif, et un deuxième turbomoteur configuré pour entrainer le deuxième module propulsif, le premier turbomoteur étant situé en dehors d’une zone d’éclatement du deuxième turbomoteur, le deuxième turbomoteur étant situé en dehors d’une zone d’éclatement du premier turbomoteur, la zone d’éclatement d’un turbomoteur donné étant une zone dans laquelle une turbine dudit turbomoteur donné est susceptible de projeter des éléments solides en cas de défaillance. Selon un exemple, le premier module propulsif est configuré pour ingérer une partie d’une couche limite d’air générée lors d’un mouvement d’air sur une surface du fuselage dudit aéronef. En complément ou en alternative, le premier module propulsif est situé en dehors de la zone d’éclatement du deuxième turbomoteur, et le deuxième module propulsif est situé en dehors de la zone d’éclatement du premier turbomoteur. Selon un exemple, la zone d’éclatement d’un turbomoteur donné s’étend au moins radialement depuis ledit turbomoteur donné par rapport à un axe de rotation de ladite turbine. Selon un exemple, la zone d’éclatement dudit turbomoteur donné s’étend au moins radialement dans un plan de rotation de ladite turbine. Selon un exemple, la zone d’éclatement dudit turbomoteur donné s’étend au moins radialement depuis ladite turbine et/ou depuis une région dudit turbomoteur donné qui s’étend axialement entre ladite turbine et une chambre de combustion dudit turbomoteur donné. Selon un exemple, la zone d’éclatement dudit turbomoteur donné s’étend au moins transversalement par rapport à l’axe de rotation et de part et d’autre d’un plan de rotation de ladite turbine. Selon un exemple, la zone d’éclatement dudit turbomoteur donné s’étend au moins transversalement par rapport à l’axe de rotation et de part et d’autre du plan de rotation avec un angle de 75° ou plus par rapport à l’axe de rotation. Selon un exemple, les premier et deuxième modules propulsifs sont situés en aval de la zone d’éclatement du premier turbomoteur et en amont de la zone d’éclatement du deuxième turbomoteur. Selon un exemple, le premier turbomoteur comprend plusieurs turbines, toutes les turbines du premier turbomoteur étant situées en amont des premier et deuxième modules propulsifs. En complément ou en alternative, le deuxième turbomoteur comprend plusieurs turbines, toutes les turbines du turbomoteur étant situées en aval des premier et deuxième modules propulsifs. Selon un exemple, l’un au moins des premier et deuxième modules propulsifs comprend une soufflante. Selon un exemple, la soufflante est carénée. Selon un exemple, la soufflante est apte à tourner autour d’un axe de rotation de soufflante, qui est parallèle et non-confondu avec un axe de rotation de turbine autour duquel peut tourner une turbine d’au moins l’un des premier et deuxième turbomoteurs. Selon un exemple, le premier turbomoteur est configuré pour entrainer le premier module propulsif via une première transmission, le deuxième turbomoteur étant configuré pour entrainer le deuxième module propulsif via une deuxième transmission, les première et deuxième transmissions étant situées en dehors des zones d’éclatement des premier et deuxième turbomoteurs. Selon un exemple, l’une au moins des transmissions du système propulsif est mécanique. Selon un exemple, l’une au moins des première et deuxième transmissions est une transmission mécanique comprenant au moins un renvoi d’angle. Selon un exemple, le premier turbomoteur est configuré pour entrainer en outre le deuxième module propulsif, et/ou le deuxième turbomoteur est configuré pour entrainer en outre le premier module propulsif. Selon un exemple, le système propulsif pour aéronef est configuré pour s’étendre selon un axe longitudinal d’un fuselage de l’aéronef et comprend un premier turbomoteur, un deuxième turbomoteur, une première soufflante et une deuxième soufflante, le premier turbomoteur comprenant une première turbine tournant selon un premier axe de rotation de turbine et entrainant la première soufflante autour d’un premier axe de rotation de soufflante, le premier axe de rotation de soufflante étant parallèle à l’axe longitudinal, le deuxième turbomoteur comprenant une deuxième turbine tournant selon un deuxième axe de rotation de turbine et entrainant la deuxième soufflante autour d’un deuxième axe de soufflante, le deuxième axe de rotation de soufflante étant parallèle à l’axe longitudinal, les première et deuxième soufflantes étant placées axialement selon l’axe longitudinal entre les premier et deuxième rotors de turbines. Selon un exemple, le premier axe de rotation de soufflante est parallèle et décalé du premier axe de rotation de turbine. Selon un exemple, le deuxième axe de soufflante est parallèle et décalé du deuxième axe de rotation de turbine. Le présent exposé présente aussi un aéronef comprenant un système propulsif comme décrit précédemment. Selon un exemple, les premier et deuxième turbomoteurs sont situés à l’intérieur du fuselage. Selon un exemple, l’aéronef comprend une entrée d’air de couche limite, via laquelle le premier module propulsif du système propulsif est configuré pour ingérer de l’air de la couche limite d’air généré par le mouvement d’air sur la surface du fuselage, l’entrée d’air de couche limite étant située plus proche d’une extrémité arrière du fuselage que d’une extrémité avant du fuselage. Selon un exemple, l’entrée d’air de couche limite est délimitée par une partie effilée du fuselage, la partie effilée présentant une section dégressive depuis une extrémité avant de la partie effilée vers une extrémité arrière de la partie effilée et vers le premier module propulsif. Selon un exemple, le fuselage a une première partie effilée et une deuxième partie effilée, la première partie effilée présentant une section dégressive depuis une extrémité avant de la première partie effilée vers une extrémité arrière de la première partie effilée et vers le premier module propulsif, et la deuxième partie effilée présentant une section dégressive depuis l’extrémité avant de la deuxième partie effilée vers l’extrémité arrière de la deuxième partie effilée et vers le deuxième module propulsif. Selon un exemple, le système propulsif est situé plus près d’une extrémité arrière du fuselage que d’une extrémité avant du fuselage. Selon un exemple, le système propulsif est situé derrière une aile de l’aéronef. Selon un exemple, l’axe de rotation de turbine de l’un au moins des premier et deuxième turbomoteurs s’étend de l’une des extrémités avant et arrière du fuselage à l’autre. Le présent exposé peut être mieux compris en considérant la description détaillée suivante des aspects de l’exposé à la lumière des figures, dans laquelle : La figure 1 représente un aéronef. La figure 2 représente un schéma d’une partie de l’aéronef. La figure 3 représente un schéma d’un système propulsif dans une partie de l’aéronef. La figure 4 représente un schéma d’un système propulsif dans une partie de l’aéronef. La figure 5 représente un schéma d’un système propulsif dans une partie de l’aéronef. La figure 6 représente un schéma d’un système propulsif dans une partie de l’aéronef. La figure 7 représente un schéma d’un turbomoteur. Système propulsif (10) pour aéronef (1), comprenant un premier module propulsif (12), un premier turbomoteur (60) configuré pour entrainer le premier module propulsif, un deuxième module propulsif (14), et un deuxième turbomoteur (80) configuré pour entrainer le deuxième module propulsif, le premier turbomoteur et le premier module propulsif étant situés en dehors d’une zone d’éclatement (90) du deuxième turbomoteur, le deuxième module propulsif et le deuxième turbomoteur étant situés en dehors d’une zone d’éclatement (70) du premier turbomoteur, la zone d’éclatement (70, 90, 200) d’un turbomoteur donné (60, 80, 100) étant une zone dans laquelle une turbine (102, 104) dudit turbomoteur donné est susceptible de projeter des éléments solides en cas de défaillance. Système propulsif selon la revendication 1, la zone d’éclatement d’un turbomoteur donné s’étendant au moins radialement depuis le premier turbomoteur par rapport à un axe de rotation (00, 00’, 00’’, 00’’’) de ladite turbine. Système propulsif selon la revendication 1 ou 2, les premier (12) et deuxième (14) modules propulsifs étant situés en aval de la zone d’éclatement (70) du premier turbomoteur et en amont de la zone d’éclatement (90) du deuxième turbomoteur. Système propulsif selon l’une quelconque des revendications 1-3, l’un au moins des premier et deuxième modules propulsifs comprenant une soufflante (11, 15). Système propulsif selon l’une quelconque des revendications 1-4, le premier turbomoteur étant configuré pour entrainer le premier module propulsif via une première transmission (20), le deuxième turbomoteur étant configuré pour entrainer le deuxième module propulsif via une deuxième transmission (30), les première et deuxième transmissions étant situées en dehors des zones d’éclatement du premier turbomoteur et du deuxième turbomoteur. Système propulsif selon l’une quelconque des revendications 1-5, le premier turbomoteur (60) étant configuré pour entrainer en outre le deuxième module propulsif (14), et/ou le deuxième turbomoteur (80) étant configuré pour entrainer en outre le premier module propulsif (12). Aéronef (1) comprenant un système propulsif (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes. Aéronef selon la revendication 7, les premier et deuxième turbomoteurs étant situés à l’intérieur d’un fuselage (2) de l’aéronef. Aéronef selon la revendication 7 ou 8, comprenant une entrée d’air de couche limite (6), via laquelle le premier module propulsif du système propulsif est configuré pour ingérer de l’air depuis une couche limite d’air générée par un mouvement d’air sur une surface du fuselage de l’aéronef, l’entrée d’air de couche limite étant située plus proche d’une extrémité arrière (5) du fuselage que d’une extrémité avant (4) du fuselage. Aéronef selon la revendication 9, l’entrée d’air de couche limite étant délimitée par une partie effilée du fuselage, la partie effilée présentant une section dégressive depuis une extrémité avant (8) de la partie effilée vers une extrémité arrière (9) de la partie effilée et vers le premier module propulsif.