Brevet FR3157466A1 — publié le 20250627

L’invention concerne un système propulsif (10), en particulier un système propulsif à fort taux de dilution, comprenant une soufflante (12) mobile en rotation autour d’un axe X, ladite soufflante comportant une pluralité d’aubes (14) à calage variable s’étendant radialement à partir d’un moyeu, lesdites aubes (14) possédant chacune un axe radial Y de pivotement par rapport au moyeu, et un cône central (18) possédant une paroi extérieure (19) et une extrémité libre (20), une projection de l’extrémité libre (20) sur l’axe X étant positionnée à un point X0, dans lequel le cône central (18) possède - un premier rayon R1 correspondant à une distance entre l’axe X et un point d’intersection X1 entre la paroi extérieure (19) du cône central (18) et l’axe de pivotement Y d’une aube (14), - un deuxième rayon R2 correspondant à une distance entre l’axe X et un point X2 de la paroi extérieure (19) du cône central (18) situé entre le point X1 et le point X0 de sorte que le ratio R2/R1 est égal à 0,8, le cône central (18) étant configuré de sorte qu’une première distance L1 entre le point X0 et une projection du point X1 sur l’axe X est telle que 1,5 x R1 ≤ L1 ≤ 2,5 x R1. Figure pour l’abrégé : Fig. 2 cone central de Soufflante A dimensions optimiséés pour système propulsif Domaine de l’invention La présente invention concerne un système propulsif comprenant un cône de soufflante possédant des dimensions optimisées, ledit système propulsif pouvant comprendre notamment une soufflante à calage variable et à fort taux de dilution. L’invention concerne également un aéronef comprenant un tel système propulsif. Arrière-plan technologique Dans le domaine du transport aérien, la tendance actuelle est de minimiser les émissions de gaz polluants et/ou à effet de serre des aéronefs et limiter leur consommation de carburant. Pour cela, l’efficacité des systèmes propulsifs est sans cesse améliorée, en particulier en augmentant leur rendement propulsif qui caractérise l’efficacité avec laquelle l’énergie qui est communiquée à l’air qui traverse le moteur est convertie en effort de poussée utile. Un système propulsif, encore appelé turbomachine, comporte de manière classique une soufflante comportant des aubes qui s’étendent radialement vers l’extérieur à partir d’un moyeu, la soufflante étant traversée par un flux d’air entrant. Les aubes comportent chacune un pied d’aube par lequel les aubes sont fixées à un rotor permettant d’entrainer la soufflante en rotation lors du fonctionnement du système propulsif. Par ailleurs, un cône central entourant le moyeu émerge à partir de la partie centrale de la soufflante jusqu’à une extrémité libre de forme pointue ou arrondie. Le cône central s’étend selon un axe longitudinal X du système propulsif qui correspond à l’axe de révolution de la soufflante. La pluralité d’aubes de la soufflante s’étend généralement dans un plan P centré sur l’axe X et normal à l’axe X. Par ailleurs, le cône central possède une symétrie de révolution autour de l’axe X et présente une section qui diminue progressivement de la soufflante vers l’extrémité libre. Lors du fonctionnement de la turbomachine, la soufflante entraine un flux d’air entrant qui est ensuite séparé en un flux d’air primaire qui traverse un corps primaire du système propulsif et en un flux d’air secondaire qui contourne le corps primaire, les flux d’air primaire et secondaire permettant la propulsion de l’aéronef. Le flux d’air primaire traverse successivement différents éléments du corps primaire du système propulsif, à savoir une section de compresseur pouvant comprendre un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, une chambre de combustion et une section de turbine pouvant comprendre notamment une turbine haute pression et une turbine basse pression. Le compresseur haute pression est entrainé en rotation par la turbine haute pression par l’intermédiaire d’un arbre haute pression. La soufflante et le compresseur basse pression sont entrainés en rotation par la turbine basse pression par l’intermédiaire d’un arbre basse pression. Une manière d’améliorer le rendement propulsif des systèmes propulsifs est de diminuer le taux de compression de la soufflante et ainsi la vitesse d’écoulement en sortie de système propulsif. Pour cela, il est notamment possible d’augmenter le taux de dilution du système propulsif, c’est-à-dire la masse de flux secondaire par rapport à la masse de flux primaire, en particulier en augmentant le diamètre de la soufflante pour obtenir un système à fort taux de dilution. Un des inconvénients de ces systèmes propulsifs à fort taux de dilution est que le nombre de Mach de l’écoulement du flux au niveau du pieds des aubes est davantage dépendant du Mach de vol par rapport à un système propulsif classique, notamment à un système à faible taux de dilution. Ce nombre de Mach élevé peut poser des problèmes, notamment lors du changement de calage des aubes de soufflante. Par ailleurs, le cône central subit davantage de distorsions en raison de l’incidence de l’avion, ce qui peut poser des risques de décollement du flux. Un objectif de l’invention est d’éviter que le nombre de Mach soit aussi important en pied d’aube et également de limiter les distorsions que peut subir le cône central. D’une manière plus générale, l’invention a pour but de limiter l’impact du flux d’air sur le cône central et en pied d’aube, et ce, quelles que soient la vitesse de l’aéronef et son incidence. Il est à cet effet proposé, selon un premier aspect de l’invention, un système propulsif caréné à double flux et, en particulier un système propulsif à fort taux de dilution, comprenant une soufflante mobile en rotation autour d’un axe X, ladite soufflante comportant un moyeu et une pluralité d’aubes à calage variable s’étendant radialement à partir du moyeu, lesdites aubes possédant chacune un axe radial Y de pivotement par rapport au moyeu, et un cône central possédant une paroi extérieure et une extrémité libre, une projection de l’extrémité libre sur l’axe X étant positionnée à un point X0, dans lequel le cône central possède - un premier rayon R1 correspondant à une distance entre l’axe X et un point d’intersection X1 entre la paroi extérieure du cône central et l’axe de pivotement Y d’une aube, - un deuxième rayon R2 correspondant à une distance entre l’axe X et un point X2 de la paroi extérieure du cône central situé entre le point X1 et le point X0 de sorte que le ratio R2/R1 est égal à 0,8, le cône central étant configuré de sorte qu’une première distance L1 entre le point X0 et une projection du point X1 sur l’axe X est telle que 1,5 x R1 ≤ L1 ≤ 2,5 x R1, et de sorte que 0,5 x R2 ≤ L1 ≤ 1,5 x R2. Le système propulsif selon ce premier aspect de l’invention possède un cône central de forme plus allongée que les cônes centraux des systèmes propulsifs de l’art antérieur. Ceci permet d’éloigner les aubes, et notamment les pieds d’aubes, de la zone où le flux accélère le plus. En effet, la zone où le nombre de Mach est maximal, notamment au point X2, est éloignée des pieds d’aubes et le nombre de Mach est suffisamment faible au niveau des pieds d’aubes. De cette manière, le nombre de Mach du flux au niveau du cône central est élevée en amont des pieds d’aubes, puis diminue jusqu’à atteindre un nombre de Mach faible au niveau des pieds d’aubes. Ainsi, les turbulences en pied d’aube sont limitées et ne gênent pas le mouvement de rotation des aubes lors des changements de calage. Par ailleurs, le cône central possédant une telle configuration subit moins de distorsion dans les différentes phases de vol que le cône central d’un système propulsif de l’art antérieur. Selon un mode de réalisation préféré, la soufflante est carénée. Selon des modes de réalisation préférés mais non limitatifs du système propulsif selon le premier aspect de l’invention, pris individuellement ou en combinaison : le cône central est configuré de sorte qu’une deuxième distance L2 entre le point X0 et une projection du point X2 sur l’axe X est telle que le ratio L2/L1 possède une valeur allant de 0,2 à 0,6 ; le cône central possède un troisième rayon R3 correspondant à une distance entre l’axe X et un point X3 de la paroi extérieure du cône central, le point X3 étant situé entre le point X0 et le point X2 de sorte que le ratio R3/R1 soit égal à 0,3, la paroi extérieure du cône central présentant une courbure telle que la tangente à la courbure, au point X3, forme un angle avec l’axe X supérieur ou égal à 30° et inférieur ou égal à 70°; la forme du cône central est ainsi plus arrondie, notamment à proximité de l’extrémité libre, et moins sensible à la distorsion et à l’incidence de l’avion ; le système propulsif comporte un quatrième rayon R4 correspondant à une distance entre l’axe X et un point X4 situé sur la paroi extérieure du cône central, le point X4 étant situé entre le point X2 et le point X1, le quatrième rayon R4 étant supérieur au premier rayon R1 ; le cône central comporte ainsi une première zone bombée comportant le point X4 ce qui permet de diminuer encore le nombre de Mach en pied d’aube ; le point X4 est le point de la paroi extérieure situé entre X0 et Y le plus éloigné de l’axe X et dans lequel une quatrième distance L4 entre le point X0 et une projection du point X4 sur l’axe X est telle que 0,5 ≤ R4/L4 ≤ 0,65 ; le point X4 est alors au sommet de la première zone bombée ; le système propulsif comporte un cinquième rayon R5 correspondant à une distance entre l’axe X et un point X5 situé sur la paroi extérieure du cône central, le point X5 étant situé en aval du point X1, le cinquième rayon R5 étant supérieur au premier rayon R1 ; le cône central comporte ainsi une deuxième zone bombée comportant le point X5 ; l’extrémité libre est arrondie et possède une courbure telle que la tangente à la courbure, au point X0, est perpendiculaire à l’axe X ; la sensibilité à la distorsion et à l’incidence est ainsi diminuée ; le système propulsif présente un taux de dilution supérieur ou égal à 10 ; et la soufflante comprend au moins huit aubes, par exemple entre 10 et 24 aubes. Il est également proposé, selon un deuxième aspect de l’invention, un aéronef comportant un système propulsif tel que celui décrit selon le premier aspect de l’invention. Brève description des Figures D’autres caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d’exemple et faite en se référant aux dessins annexés, dans lesquels : FIG. 1 La FIG. 1 représente de manière schématique une vue complète et en coupe d’un système propulsif ; FIG. 2 La FIG. 2 représente de manière schématique une vue partielle et en coupe d’une soufflante et de son cône central selon un premier mode de réalisation de l’invention ; et FIG. 3 La FIG. 3 représente de manière schématique une vue partielle et en coupe d’une soufflante et de son cône central selon un deuxième mode de réalisation de l’invention. Description détaillée d’un exemple de réalisation Le système propulsif 10 représenté sur la FIG. 1 comporte une soufflante 12 possédant une pluralité d’aubes 14 à calage variable s’étendant radialement à partir d’un moyeu (non représenté), lesdites aubes possédant chacune un axe radial Y de pivotement par rapport au moyeu. La soufflante 12 comporte également un cône central 18 qui s’étend à partir d’une première face de la soufflante 12 selon l’axe longitudinal X du système propulsif. Le système propulsif comporte également une nacelle 24 qui s’étend à partir d’une deuxième face de la soufflante 12 opposée à la face comprenant le cône central 18 et qui délimite un corps primaire 22 par lequel une partie du flux d’air F1 va passer pour générer une poussée. En particulier, lors du fonctionnement de la turbomachine 10, la soufflante 12 entraine un flux d’air entrant F1 qui est ensuite séparé en un flux d’air primaire FA qui traverse le corps primaire 22 via un canal de circulation interne 26 et en un flux d’air secondaire FB qui contourne le corps primaire 22, les flux d’air primaire FA et secondaire FB permettant la propulsion de l’aéronef. Dans la suite, les termes « amont » et « aval » s’entendent en référence à un sens d’écoulement d’un flux d’air à travers le canal interne 26. Dans l’exemple représenté, la turbomachine 10 est du type « puller », c’est-à-dire que la soufflante 12 est disposée en amont du canal de circulation interne 26. Le flux d’air primaire FA traverse successivement différents éléments du corps primaire 22, notamment un compresseur basse pression 30 puis un compresseur haute pression 32 qui alimente en air comprimé une chambre de combustion 34. Une turbine haute pression 36 est disposée en aval de la chambre de combustion 34 et reçoit les gaz d’échappement sortant de cette dernière. Les gaz sont ensuite transmis à une turbine basse pression 38 puis sont expulsées par une tuyère d’échappement des gaz 40 générant ainsi une poussée permettant de propulser l’aéronef. La turbine haute pression 36 est couplée au compresseur haute pression 32 par l’intermédiaire d’un arbre de transmission haute pression 42 qui permet l’entrainement du compresseur haute pression 32 par la turbine haute pression 36. De même, la turbine basse pression 38 est couplée au compresseur basse pression 30 par l’intermédiaire d’un arbre de transmission basse pression 44 qui permet l’entrainement du compresseur basse pression 32 par la turbine basse pression 38. La soufflante 12 comprend un moyeu non représenté qui est entraîné en rotation autour de l’axe X par la turbine basse pression 38, et ce, par l'intermédiaire de l'arbre basse pression 44. Dans une forme de réalisation, le système propulsif comprend en outre un réducteur (non représenté) interposé entre l’arbre basse pression 44 et la soufflante 12 afin d’entrainer la soufflante 12 à une vitesse inférieure à celle de l’arbre basse pression 44. L’utilisation d’un réducteur permet d’optimiser indépendamment la rotation de la soufflante 12 et de la turbine basse pression 38. Le système propulsif 10 comporte également un ensemble d’aubes fixes 46 servant à guider le flux d’air secondaire FB et dont le calage peut éventuellement être modifiable selon les phases de vol grâce à un mécanisme de changement de pas. Le système propulsif 10 est un système à taux de dilution (bypass ratio en anglais, correspondant au rapport entre le débit du flux d’air secondaire et le débit du flux d’air primaire) élevé, c’est-à-dire un taux de dilution notamment supérieur ou égal à 10 et inférieur ou égal à 80, et possédant un rapport de compression de la soufflante faible, notamment allant de 1,05 à 1,45. Selon les phases de vol, le nombre maximum de Mach que peut atteindre le flux au niveau du cône central 18, peut par exemple être supérieur à 0,6. Le cône central 18 du système propulsif 10 possède une paroi extérieure 19 et une extrémité libre 20. Une projection de l’extrémité libre 20 sur l’axe X est positionnée à un point X0. Le point X0 est, de préférence, le point d’intersection (fictif) entre l’extrémité libre 20 et l’axe X. Le cône central 18 comporte un premier rayon R1 correspondant à une distance entre l’axe X et un point d’intersection X1 entre la paroi extérieure 19 du cône central 18 et l’axe de pivotement Y d’une aube. Le cône central 18 comporte également un deuxième rayon R2 correspondant à une distance entre l’axe X et un point X2 de la paroi extérieure du cône central 18. Dans le but de limiter l’impact du flux d’air sur le cône central et en pied d’aube, le point X2 est situé entre le point X1 et le point X0 de sorte que le ratio R2/R1 est égal à 0,8. Par ailleurs, le cône central 18 est dimensionné de sorte qu’une première distance L1 entre le point X0 et une projection du point X1 sur l’axe X est telle que 1,5 x R1 ≤ L1 ≤ 2,5 x R1. En particulier, la projection du point X1 sur l’axe X se situe au point PI et la distance L1 correspond à la distance entre le point X0 et le point P1. Le cône central 18 possède ainsi une forme plus allongée que les systèmes propulsifs de l’art antérieur ce qui réduit l’impact du flux au pied des aubes. En effet, la forme allongée permet au flux d’air d’être à son maximum d’accélération suffisamment en amont du pied des aubes pour que le nombre de Mach au niveau du pied des aubes soit faible. Le nombre de Mach en pied d’aube est ainsi suffisamment faible pour ne pas gêner le mouvement de rotation des aubes lors des changements de calage. Le nombre maximum de Mach que peut atteindre le flux au niveau du cône central 18 peut par exemple être supérieur à 0,6. Par ailleurs, le point X2 est positionné de sorte que la projection du point X2 sur l’axe X peut se situer à une distance L2 du point X0 de manière que le ratio L2/L1 possède une valeur allant de 0,2 à 0,6. Le point X2 est ainsi suffisamment éloigné du pied des aubes 14. En outre, le cône central 18 peut posséder un troisième R3 correspondant à une distance entre l’axe X et un point X3 de la paroi extérieure du cône central, le point X3 étant situé entre le point X0 et le point X2 de sorte que le ratio R3/R1 soit égal à 0,3. La paroi extérieure du cône central présente alors une courbure telle que la tangente à la courbure, au point X3, forme un angle α3 avec l’axe X supérieur ou égal à 30° et inférieur ou égal à 70°. La forme du cône central 18 est ainsi plus arrondie, notamment à proximité de l’extrémité libre 20 par rapport à un cône central d’un système propulsif de l’art antérieur. Cette forme plus arrondie permet au cône central d’être moins sensible à la distorsion et à l’incidence de l’aéronef et ce, pour les différentes phases de vol de l’aéronef. Par ailleurs, la pente plus importante à proximité de l’extrémité libre 20 permet également de limiter le décollement du flux au niveau du cône central 18. Selon un deuxième mode de réalisation, le cône central 18 possède en outre un quatrième rayon R4 qui correspond à une distance entre l’axe X et un point X4 situé sur la paroi extérieure du cône central 18 et qui est supérieur au premier rayon R1 (voir FIG. 3 ). Le point X4 est situé entre le point X2 et le point X1. Ce quatrième rayon R4 supérieur au premier rayon R1 contribue également à réduire le nombre de Mach en pied d’aube. De préférence, le point X4 est le point de la paroi extérieure situé entre X0 et Y le plus éloigné de l’axe X. Une quatrième distance L4 entre le point X0 et une projection du point X4 sur l’axe X est alors telle que 0,5 ≤ R4/L4 ≤ 0,65. Le cône central comporte ainsi une première zone bombée comportant le point X4 ce qui permet de diminuer encore le nombre de Mach en pied d’aube. De préférence, le point X4 est au somment de la première zone bombée. Le cône central peut également comprendre un cinquième rayon R5 qui correspond à une distance entre l’axe X et un point X5 situé sur la paroi extérieure 19 du cône central 18, le point X5 étant situé en aval du point X1. Le cinquième rayon est alors supérieur au premier rayon R1. Le cône central possède ainsi une deuxième zone bombée comportant le point X5 et qui est positionnée de préférence en aval du bord de fuite des aubes 12. Le cône central peut comprendre aucune zone bombée, la première zone bombée ou la deuxième zone bombées, ou encore la première zone bombée et la deuxième zone bombée. Par ailleurs, la soufflante peut comprendre un nombre d’aubes 14 allant classiquement de 10 à 24. Selon un mode de réalisation possible, le système propulsif peut être une turbomachine à double flux (comme illustré en FIG. 1 ). Système propulsif (10), en particulier un système propulsif caréné à double flux (10) et à fort taux de dilution, comprenant une soufflante (12) mobile en rotation autour d’un axe X, ladite soufflante comportant un moyeu et une pluralité d’aubes (14) à calage variable s’étendant radialement à partir du moyeu, lesdites aubes (14) possédant chacune un axe radial Y de pivotement par rapport au moyeu, et un cône central (18) possédant une paroi extérieure (19) et une extrémité libre (20), une projection de l’extrémité libre (20) sur l’axe X étant positionnée à un point X0, dans lequel le cône central (18) possède - un premier rayon R1 correspondant à une distance entre l’axe X et un point d’intersection X1 entre la paroi extérieure (19) du cône central (18) et l’axe de pivotement Y d’une aube (14), - un deuxième rayon R2 correspondant à une distance entre l’axe X et un point X2 de la paroi extérieure (19) du cône central (18) situé entre le point X1 et le point X0 de sorte que le ratio R2/R1 est égal à 0,8, le cône central (18) étant configuré de sorte qu’une première distance L1 entre le point X0 et une projection du point X1 sur l’axe X est telle que 1,5 x R1 ≤ L1 ≤ 2,5 x R1, et de sorte que 0,5 x R2 ≤ L1 ≤ 1,5 x R2. Système propulsif selon la revendication 1, dans lequel le cône central (18) est configuré de sorte qu’une deuxième distance L2 entre le point X0 et une projection du point X2 sur l’axe X est telle que le ratio L2/L1 possède une valeur allant de 0,2 à 0,6. Système propulsif selon la revendication 1 ou 2, dans lequel le cône central (18) possède un troisième rayon R3 correspondant à une distance entre l’axe X et un point X3 de la paroi extérieure (19) du cône central (18), le point X3 étant situé entre le point X0 et le point X2 de sorte que le ratio R3/R1 soit égal à 0,3, la paroi extérieure (19) du cône central (18) présentant une courbure telle que la tangente à la courbure, au point X3, forme un angle α3 avec l’axe X supérieur ou égal à 30° et inférieur ou égal à 70°. Système propulsif selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, comportant un quatrième rayon R4 correspondant à une distance entre l’axe X et un point X4 situé sur la paroi extérieure (19) du cône central (18), le point X4 étant situé entre le point X2 et le point X1, le quatrième rayon R4 étant supérieur au premier rayon R1. Système propulsif selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel le point X4 est le point de la paroi extérieure situé entre X0 et Y le plus éloigné de l’axe X et dans lequel une quatrième distance L4 entre le point X0 et une projection du point X4 sur l’axe X est telle que 0,5 ≤ R4/L4 ≤ 0,65. Système propulsif selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, comportant un cinquième rayon R5 correspondant à une distance entre l’axe X et un point X5 situé sur la paroi extérieure (19) du cône central (18), le point X5 étant situé en aval du point X1, le cinquième rayon R5 étant supérieur au premier rayon R1. Système propulsif selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que l’extrémité libre (20) est arrondie et possède une courbure telle que la tangente à la courbure, au point X0, est perpendiculaire à l’axe X. Système propulsif selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce qu’il présente un taux de dilution supérieur ou égal à 10. Système propulsif selon l’une quelconque des revendication 1 à 8, dans lequel la soufflante comprend de 10 à 24 aubes. Aéronef comportant un système propulsif (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes.