DOMAINE DE L'INVENTION

L'invention concerne le domaine général des aéronefs, et plus particulièrement du dimensionnement des moteurs de tels aéronefs en vue d'en améliorer, entre autres, la consommation spécifique. L'invention trouve application dans tous les types d'aéronefs destinés à réaliser des missions comportant des conditions de fonctionnement diverses.

ARRIERE-PLAN TECHNOLOGIQUE

En fonctionnement, un moteur donné est sollicité différemment selon les phases de vol de l'aéronef. En effet, à chaque phase de vol est associée une condition de fonctionnement du moteur, dont le ralenti au sol (ou « idle » en anglais), le décollage (ou « take off » en anglais), la montée (ou « climb » en anglais), le sommet de montée (ou « top of climb » ou « maximum climb » en anglais) ou encore la croisière (ou « cruise » en anglais). Pendant les conditions de fonctionnement précitées, le moteur est maintenu pendant un temps relativement long (entre une trentaine de secondes pour le décollage et plusieurs heures pour la croisière) à des spectres de vitesse prédéfinis, qui dépendent de la redline du moteur (à savoir la vitesse maximale absolue rencontrée par l'arbre basse pression durant tout le vol). La condition de fonctionnement du moteur la plus contraignante en termes de poussée est le décollage. C'est pourquoi, habituellement, les moteurs pour aéronefs sont dimensionnés en fonction de cette condition de fonctionnement afin de garantir leur capacité à faire décoller l'aéronef. Pour cela, les moteurs sont dimensionnés de manière à fonctionner aux températures maximales en entrée et en sortie de la chambre de combustion pendant la phase de décollage, afin que l'efficacité du cycle thermodynamique (et donc énergétique) du moteur soit optimale pendant cette phase. Ces températures d'entrée et de sortie de la chambre de combustion vont donc directement conditionner la taille des parties haute pression du moteur (compresseur haute pression, chambre de combustion et turbine haute pression) ainsi que leur matériau constitutif, afin qu'ils soient capables de fournir la poussée nécessaire au décollage.

Toutefois, la durée de la phase de décollage est très courte (entre une et cinq minutes environ, selon les types d'aéronef et leur mission) devant les autres phases de vol. Il en résulte que, pendant la majeure partie du vol, le moteur nécessite une plus faible poussée et présente donc une efficacité thermodynamique (et donc énergétique) moindre. C'est notamment le cas de la condition de fonctionnement de croisière, qui dure généralement au moins une trentaine de minutes. En effet, pendant la croisière, la puissance requise par le moteur est plus faible que pendant le décollage. Or, la diminution de la puissance du moteur est obtenue en réduisant la température en sortie de la chambre de combustion et donc en entrée de la turbine haute pression du moteur, ce qui implique une réduction du rapport global de compression. Il en résulte que pendant cette phase de vol, la consommation spécifique du moteur est plus importante que son optimum.

Or actuellement, afin de respecter les contraintes réglementaires croissantes (en termes d'acoustique et d'émission de polluants notamment) et de réduire les coûts de fonctionnement des moteurs, notamment liés à leur consommation spécifique, les motoristes ont tendance à augmenter la température en entrée et en sortie des chambres de combustion afin de réduire la taille du corps haute pression des moteurs et d'augmenter la taille du corps basse pression tout en maintenant des diamètres de soufflante acceptables pour les avionneurs. Une telle augmentation de la température en entrée et en sortie de la chambre de combustion permet en outre d'améliorer l'efficacité du cycle thermodynamique des moteurs, dans la mesure où le rapport global de compression et la température en entrée de la turbine haute pression augmentent. Cela améliore effectivement l'efficacité thermodynamique en phase de décollage, qui est la phase dimensionnante. Toutefois, l'efficacité thermodynamique dans les autres phases de vol n'est pas optimale, notamment en condition de fonctionnement de croisière.

Les motoristes cherchent donc à trouver un compromis entre les besoins du moteur suivants les différentes conditions de fonctionnement et l'impact de ces contraintes en termes de consommation spécifique, de masse, de contraintes acoustiques, etc. RESUME DE L'INVENTION

Un objectif de l'invention est donc de proposer une solution dans le domaine de la propulsion des aéronefs qui réponde à cette problématique de conciliation des contraintes opérationnelles, telle que la capacité de l'ensemble propulsif à faire décoller un aéronef, avec des objectifs de consommation de carburant ambitieux, typiques de l'aviation commerciale civile.

Pour cela, l'invention propose un ensemble propulsif pour un aéronef, ledit ensemble propulsif étant configuré pour fournir une poussée de décollage au cours d'une condition de fonctionnement de décollage et une poussée de sommet de montée au cours d'une condition de fonctionnement de sommet de montée et comprenant :

- au moins un moteur principal, configuré pour fournir une poussée principale au cours de la condition de fonctionnement de décollage et de la condition de fonctionnement de sommet de montée, ledit moteur principal comprenant un compresseur haute pression, et

- au moins un moteur auxiliaire, distinct du moteur principal et configuré pour fournir une poussée auxiliaire afin de compléter la poussée principale du moteur principal pendant au moins la condition de fonctionnement de décollage.

Par ailleurs, le moteur principal est dimensionné en tenant compte de la poussée du moteur auxiliaire dans la condition de fonctionnement de décollage, de telle sorte qu'un rapport de température du compresseur haute pression, correspondant au rapport entre une température en sortie du compresseur haute pression du moteur principal en condition de fonctionnement de sommet de montée et une température en sortie du compresseur haute pression du moteur principal en condition de fonctionnement de décollage, soit compris entre 0.90 et 1 .10, par exemple entre 0.95 et 1 .05.

Indépendamment ou en combinaison, le moteur principal peut comprendre une soufflante carénée qui présente une section d'entrée, ladite soufflante étant située en amont du compresseur haute pression dans le sens d'écoulement des gaz dans le moteur principal. Un rapport de débit réduit de soufflante du moteur principal, correspondant au rapport entre le débit réduit d'air entrant dans la soufflante du moteur principal au niveau de la section d'entrée en condition de fonctionnement de sommet de montée et le débit réduit d'air entrant dans la soufflante du moteur principal au niveau de ladite section d'entrée en condition de fonctionnement de décollage, peut être compris entre 1 .3 et 1 .50, de préférence entre 1 .35 et 1 .40. Egalement indépendamment ou en combinaison, le moteur principal peut présenter un rapport compris entre 1 .50 et 1 .90, par exemple entre 1 .55 et 1 .80, entre son taux de compression global en condition de fonctionnement de sommet de montée et son taux de compression global du moteur principal en condition de fonctionnement de décollage.

Egalement indépendamment ou en combinaison avec les caractéristiques précédentes, le moteur principal peut comprendre en outre une chambre de combustion s'étendant en aval du compresseur haute pression dans le sens d'écoulement des gaz dans le moteur principal. Le moteur principal peut alors présenter un rapport de température (correspondant au rapport entre, d'une part, un rapport entre une température en sortie de la chambre de combustion du moteur principal en condition de fonctionnement de sommet de montée et une température en sortie de la chambre de combustion du moteur principal en condition de fonctionnement de décollage, et d'autre part, le rapport de température du compresseur haute pression) compris entre 1 .00 et 1 .10.

Egalement indépendamment ou en combinaison, le moteur principal peut présenter un rapport de taille de corps (correspondant au rapport entre une taille de corps au niveau d'une section d'entrée du compresseur haute pression du moteur principal en condition de fonctionnement de sommet de montée et la taille de corps au niveau de ladite section d'entrée du compresseur haute pression du moteur principal en condition de fonctionnement de décollage) compris entre 0.95 et 1 .05.

Toujours indépendamment ou en combinaison, le moteur principal peut comprendre, en aval de la soufflante, une chambre de combustion dans le sens d'écoulement des gaz, et un rapport entre une température en sortie de la chambre de combustion du moteur principal en condition de fonctionnement de sommet de montée et une température en sortie de la chambre de combustion du moteur principal en condition de fonctionnement de décollage peut alors être compris entre 0.90 et 1 .10, par exemple entre 1 .00 et 1 .05.

Egalement indépendamment ou en combinaison, le moteur principal peut comprendre une turbine haute pression en aval du compresseur haute pression dans le sens d'écoulement des gaz, avec un rapport entre une température en sortie de la turbine haute pression du moteur principal en condition de fonctionnement de sommet de montée et une température en sortie de la turbine haute pression du moteur principal en condition de fonctionnement de décollage qui soit compris entre 0.90 et 1 .10, par exemple entre 0.95 et 1 .05. Egalement indépendamment ou en combinaison, le moteur auxiliaire comprend une soufflante carénée présentant une section d'entrée, avec un rapport de débit réduit de soufflante du moteur auxiliaire, correspondant au rapport entre le débit réduit d'air entrant dans la soufflante du moteur auxiliaire au niveau de la section d'entrée en condition de fonctionnement de sommet de montée et le débit réduit d'air entrant dans la soufflante du moteur auxiliaire au niveau de ladite section d'entrée en condition de fonctionnement de décollage, compris entre 1 .00 et 1 .10. Egalement indépendamment ou en combinaison, un rapport entre un taux de compression global du moteur auxiliaire en condition de fonctionnement de sommet de montée et un taux de compression global du moteur auxiliaire en condition de fonctionnement de décollage peut être compris entre 1 .00 et 1 .30.

Enfin, l'ensemble propulsif peut, de manière non limitative, comprendre au moins deux moteurs auxiliaires, la poussée desdits moteurs auxiliaires participant à hauteur de 100% de la poussée auxiliaire. BREVE DESCRIPTION DES DESSINS

D'autres caractéristiques, buts et avantages de la présente invention apparaîtront mieux à la lecture de la description détaillée qui va suivre, et au regard des dessins annexés donnés à titre d'exemples non limitatifs et sur lesquels :

La figure 1 est un graphique illustrant, pour plusieurs paramètres, le rapport entre la valeur de ce paramètre mesuré pour une condition de fonctionnement correspondant au sommet de montée et la valeur de ce paramètre mesuré pour une condition de fonctionnement correspondant au décollage, pour un exemple de réalisation d'un moteur principal d'un ensemble propulsif conforme à l'invention et pour un moteur conventionnel, La figure 2 illustre un exemple de réalisation d'un aéronef pouvant comprendre un ensemble propulsif conforme à l'invention, et La figure 3 est une vue schématique en coupe partielle d'un exemple de réalisation d'un moteur principal.

DESCRIPTION DETAILLEE D'UN MODE DE REALISATION

Afin d'améliorer la consommation spécifique d'un ensemble propulsif

2 pour un aéronef 1 comprenant un moteur principal 3, l'invention propose de libérer le moteur principal 3 de la contrainte d'être capable de fournir une poussée suffisante pour faire décoller l'aéronef 1 et d'ajouter à l'ensemble propulsif 2 un moteur auxiliaire 4, distinct du moteur principal 3, afin de compenser la perte de poussée liée à cette modification du moteur principal 3. Il devient alors possible de dimensionner le moteur principal 3 en améliorant significativement sa consommation spécifique dans les phases de vol ayant une durée importante, comme la croisière, tout en garantissant que l'ensemble propulsif 2 est capable de faire décoller l'aéronef 1 .

Pour cela, l'ensemble propulsif 2 est configuré pour fonctionner à au moins deux conditions de fonctionnement distinctes et comprend au moins un moteur principal 3 et un moteur auxiliaire 4. Ces deux moteurs contribuent à la poussée totale délivrée par l'ensemble propulsif, dans des proportions de poussée différentes selon les phases de vol. Par moteur principal, on entend ici et dans tout le présent texte un moteur configuré pour fournir une poussée pendant l'ensemble des différentes phases de vol et en particulier pour fournir pendant la phase de croisière une poussée qui contribue de manière principale à la poussée totale. Par moteur auxiliaire, on entend un moteur qui assiste le moteur principal en fournissant une poussée auxiliaire pendant certaines phases de vol (pendant la phase de décollage et jusqu'au sommet de montée, notamment). De manière préférentielle, le moteur auxiliaire est coupé pendant les phases de vol nécessitant une poussée totale moins importante, comme la phase de croisière ; il peut également, pendant ces phases, fonctionner au ralenti ou à faible poussée. Dans ce qui suit, l'invention va plus particulièrement être décrite dans le cas où le moteur principal 3 comprend un turboréacteur. Ceci n'est cependant pas limitatif, le ou les moteurs principaux 3 pouvant comprendre un ou plusieurs turboréacteurs et/ou un ou plusieurs turbopropulseurs, lesdits moteurs principaux 3 pouvant comprendre au moins une soufflante/hélice carénée ou non carénée.

De manière connue en soi, le turboréacteur 3 comprend donc, d'amont en aval dans le sens d'écoulement des gaz dans le turboréacteur 3, au moins une soufflante 30 carénée et logée dans un carter de soufflante 30, un espace annulaire d'écoulement primaire et un espace annulaire d'écoulement secondaire. La masse d'air aspirée par la soufflante 30 est donc divisée en un flux primaire, qui circule dans l'espace d'écoulement primaire, et en un flux secondaire, qui est concentrique avec le flux primaire et circule dans l'espace d'écoulement secondaire.

L'espace d'écoulement primaire traverse un corps primaire comprenant un ou plusieurs étages de compresseurs, par exemple un compresseur basse pression 32 et un compresseur haute pression 34, une chambre de combustion 36, un ou plusieurs étages de turbines, par exemple une turbine haute pression 38 et une turbine basse pression 40, et une tuyère d'échappement des gaz.

Selon les phases de vol, le moteur principal 3 et le moteur auxiliaire 4 fournissent ensemble la poussée de l'ensemble propulsif. En particulier, le moteur principal 3 peut être assisté par le moteur auxiliaire 4 en phase de décollage afin de fournir la poussée de décollage à l'ensemble propulsif 2 et éventuellement en phase de sommet de montée afin de fournir la poussée de sommet de montée. Par exemple, la poussée fournie par l'ensemble propulsif 2 pendant la phase de décollage peut être obtenue à hauteur de 5% à 45% par le moteur auxiliaire 4, le complément étant apporté par le moteur principal 3. En phase de sommet de montée, le moteur principal 3 peut fournir toute la poussée nécessaire, ou être assisté à hauteur de 0% à 50% par le moteur auxiliaire 4. Typiquement, pour un moteur ayant une redline de vitesse de rotation des parties basse pression comprise entre 3000 tr/min (tours par minute) et 4000 tr/min, le décollage correspond à une vitesse de rotation de l'arbre basse pression comprise entre 2500 et 3000 tr/min, tandis que le sommet de montée correspond à une vitesse de rotation de l'arbre basse pression comprise entre 3000 tr/min et 3500 tr/min. Par ailleurs, l'ensemble propulsif 2 peut présenter des conditions de fonctionnement supplémentaires, tels que, entre autres, la croisière, le ralenti (au sol et en vol), etc.

On notera que la répartition de la poussée entre le moteur principal 3 et le moteur auxiliaire 4 de l'ensemble propulsif 2 peut être déterminée en fonction du type d'aéronef 1 et du type de mission associée (court, moyen, long courrier, etc.). Typiquement, pour un aéronef 1 configuré pour effectuer une mission du type long-courrier, la quote-part de la poussée fournie par le moteur auxiliaire 4 au sommet de montée est de préférence plus importante que dans le cas d'un aéronef 1 configuré pour effectuer une mission du type court-courrier. En effet, le temps de vol en condition de fonctionnement de croisière est plus court sur un court-courrier que sur un long-courrier, de sorte qu'il peut être préférable d'améliorer le rendement thermodynamique de l'ensemble propulsif 2 au sommet de montée et de limiter l'encombrement et le poids du moteur auxiliaire 4 plutôt que d'améliorer son rendement thermodynamique en croisière et d'augmenter l'encombrement et le poids du moteur auxiliaire 4.

Le moteur auxiliaire 4 peut fournir une poussée de manière continue entre la condition de fonctionnement correspondant au décollage et la condition de fonctionnement correspondant au sommet de montée, ou en variante être arrêté pendant l'un au moins desdits régimes.

Afin de réduire la consommation spécifique de l'ensemble propulsif 2 tout en garantissant la capacité de l'ensemble propulsif 2 à faire décoller un aéronef 1 , le moteur principal 3 est dimensionné de sorte qu'un rapport de température du compresseur haute pression QTCHP est compris entre 0.90 et 1 .10, par exemple entre 0.95 et 1 .05. Cette relation est valable quel que soit le type du moteur principal 3 (ou un plusieurs turboréacteur(s) et/ou turbopropulseur(s)).

Par rapport de température du compresseur haute pression QT _C HP _, on comprendra ici le rapport entre la température en sortie du compresseur haute pression 34 (et donc en entrée de chambre de combustion 36) du moteur principal 3 en condition de fonctionnement de sommet de montée TCHP(T _O C) et une température en sortie du compresseur haute pression 34 du moteur principal 3 en condition de fonctionnement de décollage T _C HP(Tkoff)- La température en sortie du compresseur haute pression T _C HP représente la température du fluide à la sortie du diffuseur, qui est lui-même placé derrière la dernière roue mobile du compresseur haute pression 34.

A titre de comparaison, pour un moteur conventionnel (c'est-à-dire un moteur dimensionné à partir de la condition de fonctionnement de décollage et qui est dépourvu de moteur auxiliaire), le rapport de température QT _C HP est généralement compris entre 0.85 et 0.95. On en déduit que la température T _C HP en sortie du compresseur haute pression 34 en sommet de montée est plus élevée dans le moteur principal 3 que dans un moteur conventionnel. Le moteur principal 3 est dimensionné de sorte à présenter très peu de variations de T _C HP en sortie de compresseur, entre la condition de décollage et la condition de sommet de montée, par rapport à un moteur classique sans poussée auxiliaire au décollage. Le taux de compression du compresseur haute pression 34 est donc plus élevé pour le moteur principal 3 au sommet de montée, ce qui constitue un bénéfice en termes de rendement thermique du ou des turboréacteur(s)/turbopropulseur(s) du moteur principal 3.

Dans un moteur du type turboréacteur, la pression de l'air en sortie du compresseur haute pression 34 est la plus élevée du moteur. Il en résulte que le compresseur haute pression 34 ne peut être refroidi, puisqu'aucun des autres composants n'est susceptible de lui fournir un air suffisamment pressurisé pour le ventiler. La température en sortie du compresseur haute pression 34 est donc un point d'optimisation de ce compresseur. En dimensionnant le moteur principal 3 de sorte que la température T _C HP(TOC) en sommet de montée est supérieure à la température TcHP(Tkoff) au décollage, il est ainsi possible d'optimiser le cycle thermodynamique du turboréacteur du moteur principal 3 en condition de fonctionnement de sommet de montée ou de croisière, au lieu d'avoir un compromis entre les optimisations en condition de fonctionnement de sommet de montée et condition de fonctionnement de décollage, et d'améliorer la consommation spécifique du moteur principal 3. On notera que, connaissant la température optimale T _C HP à atteindre en sortie du compresseur haute pression 34, il est alors possible de définir une forme optimale des aubages de chaque étage du compresseur haute pression 34, associée à une technologie de matériau.

Dans le cas où le moteur principal 3 comprend au moins un turboréacteur, un rapport de débit réduit de soufflante Q _fan du moteur principal 3 peut être compris entre 1 .30 et 1 .50. Par rapport de débit réduit de soufflante Q _fan du moteur principal 3, on comprendra ici le rapport entre le débit réduit d'air entrant dans la soufflante 30 du moteur principal 3 au niveau de la section d'entrée en condition de fonctionnement de sommet de montée et le débit réduit d'air entrant dans la soufflante 30 du moteur principal 3 au niveau de ladite section d'entrée en condition de fonctionnement de décollage. Le débit réduit Q _fan correspond ici au débit d'air massique total en entrée de la soufflante Qm _fan et réduit avec les conditions totales de pression et de température en entrée de la soufflante conformément à la formule suivante :

Qfan — Q ^m fan

où : - Qm _f an correspond au débit d'air massique total au niveau section d'entrée de la soufflante - Tfan correspond à la température au niveau de la section d'entrée de la soufflante (exprimée en Kelvin, K)

- T _s td correspond à la température standard (288.15 K)

- Pfan correspond à la pression au niveau de la section d'entrée de la soufflante (exprimée en Bar)

- P _s td correspond à la pression standard (1 .0135 Bar)

La section d'entrée de la soufflante 30, où sont mesurés le débit d'air Qnrifan, la température T _fan et la pression P _fan , correspond à la surface du carter de soufflante 30 vue par l'écoulement qui entre dans ladite soufflante 30, dans un plan perpendiculaire à un axe de révolution de la soufflante 30. On notera que la position exacte de la mesure de cette section d'entrée n'est pas déterminante dans la mesure où l'on évalue un rapport de débit, tant que le débit est déterminé pour la même section d'entrée de la soufflante 30 en condition de fonctionnement de décollage et en condition de fonctionnement de sommet de montée.

Pour calculer ce rapport Q _fan , le débit réduit d'air en condition de fonctionnement de sommet de montée et en condition de fonctionnement de décollage est mesuré lorsque le moteur principal 3 est stationnaire dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l'Organisation de l'aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3e édition) et au niveau de la mer.

Un moteur principal 3 comprenant un turboréacteur ayant un tel rapport de débit réduit de soufflante Qf _an présente alors une meilleure consommation spécifique en comparaison avec un moteur conventionnel puisqu'il est dimensionné non pas en fonction d'un compromis entre la condition de fonctionnement de décollage et la condition de fonctionnement de croisière, mais en fonction principalement de la condition de fonctionnement de sommet de montée et de croisière, qui correspondent à une partie substantielle du fonctionnement du moteur principal 3. Le débit réduit d'air Q _fan en entrée de la soufflante 30 de ce moteur principal 3 est donc plus important au sommet de montée qu'au décollage alors que, pour un moteur conventionnel, le rapport de débit réduit de soufflante Qf _an se situe entre 1 .00 et 1 .10. Il en résulte qu'un moteur principal 3 conforme à l'invention présente un cycle thermodynamique plus efficace qu'un moteur conventionnel.

Dans une forme de réalisation, le rapport de pression totale de la soufflante 30 du moteur principal 3 peut être compris entre 1 .35 et 1 .40. Le rapport Q _OPR entre le taux de compression global du moteur principal 3 en condition de fonctionnement de sommet de montée et le taux de compression global du moteur principal 3 en condition de fonctionnement de décollage peut être compris entre 1 .50 et 1 .90, par exemple entre 1 .55 et 1 .80. Cette relation est valable quel que soit le type du moteur principal 3 (ou un plusieurs turboréacteur(s) et/ou turbopropulseur(s)).

A titre de comparaison, pour un moteur conventionnel, ce rapport est habituellement compris entre 1 .00 et 1 .30. Cette différence s'explique par le fait que l'assistance du moteur auxiliaire 4 permet d'optimiser le fonctionnement thermodynamique du moteur principal 3 en choisissant par conception de le faire fonctionner pour toutes les conditions de fonctionnement (décollage, sommet de montée, croisière, ralenti, etc.) à des températures et pressions proches des maxima autorisés par la nature des matériaux et composants de ses modules. Cela permet en particulier d'augmenter le taux de compression dans les compresseurs basse pression et haute pression du moteur principal 3.

Par taux de compression global, on comprendra ici la combinaison du rapport de compression du compresseur haute pression 34, du compresseur basse pression 32 et de la soufflante 30 ou, en d'autre termes, le rapport entre la pression en sortie du compresseur haute pression 34 (et donc en entrée de chambre de combustion 36) et la pression à l'entrée de la soufflante 30. Le taux de compression global est déterminé, que ce soit en condition de fonctionnement de sommet de montée ou en condition de fonctionnement de décollage, lorsque le moteur principal 3 est stationnaire dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l'Organisation de l'aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3e édition) et au niveau de la mer.

Le rapport de température QT _Co mb, correspondant au rapport entre la température en sortie de la chambre de combustion 36 (et donc en entrée de la turbine haute pression 38) du moteur principal 3 en condition de fonctionnement de sommet de montée T _Co mb(Toc) et la température en sortie de la chambre de combustion 36 du moteur principal 3 en condition de fonctionnement de décollage T _Co mb(Tkoff) peut être compris entre 0.90 et 1 .10, par exemple entre 0.95 et 1 .05. Cette relation est valable quel que soit le type du moteur principal 3 (ou un plusieurs turboréacteur(s) et/ou turbopropulseur(s)).

A titre de comparaison, pour un moteur conventionnel, le rapport de température QT _Co mb est généralement compris entre 0.85 et 0.95. On en déduit que la température T _Co mb en sortie de la chambre de combustion 36 en sommet de montée est plus élevée dans le moteur principal 3 que dans un moteur conventionnel. Le cycle thermodynamique du turboréacteur du moteur principal 3 est donc plus efficace.

Dans un moteur du type turboréacteur, on refroidit généralement par ventilation la turbine haute pression 38. Le dimensionnement du système de refroidissement est généralement réalisé sur les conditions de température maximales rencontrées au niveau de la condition de décollage, et le système de refroidissement se retrouve surdimensionné et sous-exploité pour les autres conditions de fonctionnement. Le rapport de température QTcomb ainsi défini permet d'utiliser en permanence le système de refroidissement de la turbine haute pression 38 du moteur principal 3 sur son optimum de fonctionnement et donc d'efficacité de refroidissement. En outre, la limitation des excursions thermiques vues par la turbine haute pression 38 entre les conditions décollage et de croisière contribue à limiter la dégradation mécanique de cette dernière et donc à améliorer sa durée de vie.

Un rapport de température haute pression QT _Co mb/QTcHP, correspondant au rapport entre, d'une part, le rapport entre la température en sortie de la chambre de combustion 36 du moteur principal 3 en condition de fonctionnement de sommet de montée T _Co mb(Toc) et la température en sortie de la chambre de combustion 36 du moteur principal 3 en condition de fonctionnement de décollage T _Co mb(Tkoff), et d'autre part, le rapport QT _C HP entre la température en sortie du compresseur haute pression 34 du moteur principal 3 en condition de fonctionnement de sommet de montée T _C HP(T _O C) et une température en sortie du compresseur haute pression 34 du moteur principal 3 en condition de fonctionnement de décollage T _C HP(Tkoff), peut être compris entre 1 .00 et 1 .10.

En d'autres termes, le rapport de température haute pression

QTcomb QTcHP correspond au rapport entre le rapport température QT _Co mb et le rapport de température QT _C HP-

Cette relation est valable quel que soit le type du moteur principal 3 (ou un plusieurs turboréacteur(s) et/ou turbopropulseur(s)).

On comprendra donc qu'ici, le moteur principal 3 n'est pas un moteur à cycle variable, puisque son rapport de température haute pression QTcomb QTcHP est sensiblement égal à celui d'un moteur conventionnel quelles que soient les conditions de fonctionnement. Le rapport de température QT _T HP, qui correspond au rapport entre la température en sortie de la turbine haute pression 38 (et donc en entrée de la turbine basse pression 40) du moteur principal 3 en condition de fonctionnement de sommet de montée T _T HP(T _OC ) et la température en sortie de la turbine haute pression 38 du moteur principal 3 en condition de fonctionnement de décollage T _T HP(Tkoff) peut être compris entre 0.90 et 1 .10, par exemple entre 0.95 et 1 .05. La température en sortie de la turbine haute pression T _T HP peut, par exemple, être mesurée dans une zone proche de la dernière roue mobile de la turbine haute pression 38 (au niveau du bord d'attaque du premier distributeur de la turbine basse pression 40 ou au niveau de la paroi d'intrados du deuxième distributeur de la turbine basse pression 40). Cette relation est valable quel que soit le type du moteur principal 3 (ou un plusieurs turboréacteur(s) et/ou turbopropulseur(s)).

A titre de comparaison, pour un moteur conventionnel, le rapport de température QTTHP est généralement compris entre 0.85 et 0.95. On en déduit que la température en sortie de la turbine basse pression 40 en sommet de montée est plus élevée dans le moteur principal 3 que dans un moteur conventionnel.

La température en entrée de la turbine basse pression 40 est un point d'optimisation de la turbine basse pression 40 et du moteur principal 3 en général. Le choix de la température en sortie de la turbine haute pression 38 en condition de fonctionnement de sommet de montée T _T HP(T _OC ) permet ainsi de dimensionner le moteur principal 3 en condition de fonctionnement de sommet de montée ou de croisière, qui couvrent une partie substantielle du fonctionnement du moteur principal 3, et non exclusivement en condition de fonctionnement de décollage. La limitation des excursions thermiques vues par la turbine basse pression 40 entre les conditions décollage et croisière contribue à limiter la dégradation mécanique de cette dernière et donc à améliorer sa durée de vie.

Un rapport de taille de corps C du moteur principal 3 entre les conditions de fonctionnement de sommet de montée et de décollage peut être compris entre 0.95 et 1 .05. Cette relation est valable quel que soit le type du moteur principal 3 (ou un plusieurs turboréacteur(s) et/ou turbopropulseur(s)).

Par rapport de taille de corps Q _∞ re du moteur principal 3, on comprendra ici le rapport entre la taille de corps au niveau d'une section d'entrée du compresseur haute pression 34 du moteur principal 3 en condition de fonctionnement de sommet de montée et la taille de corps au niveau de ladite section d'entrée en condition de fonctionnement de décollage.

La taille de corps T _∞ re correspond ici au débit massique d'air Qm _CO re entrant dans le compresseur haute pression 34 du moteur principal 3 au niveau de la section d'entrée corrigé des conditions de température TCHP et de pression P _C HP totale en sortie du compresseur haute pression 34 conformément à la formule suivante :

où : - QITICHP correspond au débit d'air massique total en entrée de la soufflante

- TCHP correspond à la température en sortie du compresseur haute pression 34 (exprimée en Kelvin, K)

- T _s td correspond à la température standard (288.15 K)

- PCHP correspond à la pression en sortie du compresseur haute pression 34 (exprimée en Bar)

- P _s td correspond à la pression standard (1 .0135 Bar)

Ici encore, la taille de corps T _CO re en condition de fonctionnement de sommet de montée et en condition de fonctionnement de décollage est mesurée lorsque le moteur principal 3 est stationnaire dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l'Organisation de l'aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3e édition) et au niveau de la mer.

La taille de corps T _∞ re est représentative de la hauteur géométrique de la veine du compresseur haute pression 34.

Le moteur auxiliaire 4 peut, également, être dimensionné de manière à optimiser la consommation spécifique de l'ensemble propulsif 2. Typiquement, lorsque le moteur auxiliaire 4 comprend un ou plusieurs turboréacteurs comportant, de manière conventionnelle, une soufflante 30 carénée, un rapport de débit de soufflante Q _fan du moteur auxiliaire 4 peut être compris entre 1 .00 et 1 .10. De manière analogue au rapport de débit de soufflante Qf _an du moteur principal 3 défini ci-dessus, le rapport de débit de soufflante Qf _an du moteur auxiliaire 4 correspond alors au rapport entre le débit d'air entrant dans la soufflante 30 du moteur auxiliaire 4 au niveau de la section d'entrée en condition de fonctionnement de sommet de montée et le débit d'air entrant dans la soufflante 30 du moteur auxiliaire 4 au niveau de ladite section d'entrée en condition de fonctionnement de décollage, le débit étant mesuré lorsque le moteur auxiliaire 4 est stationnaire dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l'Organisation de l'aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3e édition) et au niveau de la mer.

En variante, le ou les moteurs auxiliaires 4 peuvent comprendre un ou plusieurs turbopropulseurs et/ou un ou plusieurs effecteurs propulsifs entraînés par des moteurs électriques. Selon une autre variante, le ou les moteurs auxiliaires peuvent comprendre un ou plusieurs turboréacteurs en combinaison avec un ou plusieurs turbopropulseurs et/ou un ou plusieurs effecteurs propulsifs entraînés par des moteurs électriques

Par ailleurs, le rapport Q _OPR entre le taux de compression global du moteur auxiliaire 4 en condition de fonctionnement de sommet de montée et le taux de compression global du moteur auxiliaire 4 en condition de fonctionnement de décollage peut être compris entre 1 .00 et 1 .30.

Ici encore, le taux de compression global en condition de fonctionnement de sommet de montée et en condition de fonctionnement de décollage est mesuré lorsque le moteur auxiliaire 4 est stationnaire dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l'Organisation de l'aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3e édition) et au niveau de la mer. Un rapport de taille de corps Q _∞ re du moteur auxiliaire 4 entre les conditions de fonctionnement de sommet de montée et de décollage peut être compris entre 0.95 et 1 .05. Par rapport de taille de corps Q _∞ re du moteur auxiliaire 4, on comprendra ici le rapport entre la taille de corps au niveau d'une section d'entrée du compresseur haute pression 34 du moteur auxiliaire 4 en condition de fonctionnement de sommet de montée et la taille de corps au niveau de ladite section d'entrée en condition de fonctionnement de décollage.

La définition et la mesure de la taille de corps T _∞ re indiquée pour le moteur principale 3 s'applique mutatis mutandis au moteur auxiliaire 4. L'ensemble propulsif 2 peut comprendre un ou plusieurs moteurs principaux 3 et un ou plusieurs moteurs auxiliaires 4. Dans ce cas, le ou les moteurs principaux 3 participent alors ensemble dans la fourniture de la poussée principale, tandis que le ou les moteurs auxiliaires 4 participent ensemble dans la fourniture de la poussée auxiliaire.

Par exemple, l'ensemble propulsif 2 peut comprendre un moteur principal 3 et deux moteurs auxiliaires 4. Les moteurs auxiliaires 4 peuvent par exemple être fixés sous les ailes d'un aéronef 1 tandis que le moteur principal 3 peut être placé à l'arrière du fuselage de l'aéronef 1 , comme illustré sur la figure 2.

Typiquement, l'ensemble propulsif 2 peut comprendre un turbopropulseur à hélice non carénée et deux moteurs auxiliaires 4 comprenant chacun un ou plusieurs effecteurs entraînés par un moteur électrique.

Le cas échéant, le ou les moteurs auxiliaires 4 peuvent être escamotables, c'est-à-dire que leur position peut être modifiée pendant certaines phases du vol de l'aéronef 1 afin de minimiser leur traînée. Par exemple, les moteurs auxiliaires 4 peuvent être escamotés en étant rentrés dans une cale spécifique formée dans les ailes de l'aéronef 1 .