L'invention concerne une turbomachine à deux hélices amont et aval contrarotatives non carénées (en anglais « open rotor » ou « unducted fan »).

De manière classique une telle turbomachine comprend deux hélices coaxiales contrarotatives, respectivement amont et aval, qui s'étendent radialement à l'extérieur de la nacelle de la turbomachine. Ces deux hélices sont entraînées en rotation par une turbine de puissance agencée en sortie d'une chambre de combustion et sont espacées axialement l'une de l'autre d'une distance minimale pour limiter les émissions acoustiques.

Dans une architecture connue, les hélices contrarotatives sont montées axialement en aval de la turbine de puissance laquelle comprend une pluralité d'aubes mobiles disposées axialement en alternance avec des aubes fixes portées par un carter de la turbomachine. Le rotor de la turbine de puissance est entraîné en rotation par les gaz de combustion et est relié à un arbre d'entrée d'un réducteur à engrenages comportant deux arbres de sortie contrarotatifs entraînant chacun une des hélices amont et aval dans des sens opposés. Un tel réducteur à engrenages est décrit dans le document US 4,997,414.

Ce montage permet un fonctionnement de la turbine de puissance à régime élevé pour lequel son rendement est maximal avec un nombre réduit d'étages, par exemple de trois. De plus, les hélices contrarotatives peuvent tourner à vitesse plus faible que le rotor de la turbine de puissance, du fait de l'intégration d'un réducteur, ce qui limite les émissions sonores des hélices en fonctionnement.

Toutefois, l'écartement axial minimal à respecter entre les hélices contrarotatives ainsi que leur agencement en aval de la turbine de puissance imposent un allongement axial de la turbomachine conduisant à une mise en porte à faux des hélices contrarotatives dans la partie aval de la turbomachine. Ceci est habituellement compensé par un renforcement des structures de support des hélices amont et aval induisant une augmentation de la masse de la turbomachine et donc de la consommation en carburant.

Dans un autre type d'architecture, la turbine de puissance est montée entre les hélices amont et aval et comprend deux rotors contrarotatifs interne et externe comportant chacun une pluralité de rangées d'aubes disposées axialement en alternance les unes avec les autres. Les rotors interne et externe sont directement reliés aux hélices aval et amont, respectivement.

L'entraînement mécanique direct des hélices amont et aval par les rotors externe et interne, respectivement, de la turbine de puissance ne permet pas d'obtenir un bon rendement de la turbine de puissance avec un nombre réduit d'étages d'aubes comme dans l'architecture avec réducteur à engrenages décrite ci-dessus, les vitesses de rotation des hélices amont et aval devant être suffisamment faibles pour ne pas générer des nuisances acoustiques importantes.

Pour utiliser une telle turbomachine, il est nécessaire d'augmenter le nombre d'étages de la turbine de puissance, jusqu'à 8 et même 10 étages, ce qui complique l'assemblage de la turbomachine et augmente son coût.

L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple efficace et économique à ces problèmes de la technique antérieure.

Elle propose à cet effet, une turbomachine à deux hélices non carénées amont et aval contrarotatives comprenant une turbine de puissance raccordée par un réducteur à engrenages aux rotors des hélices, caractérisée en ce que la turbine de puissance est montée axialement entre les deux hélices et comprend un rotor externe solidaire en rotation de l'hélice amont et un rotor interne entraînant en rotation un arbre d'entrée du réducteur, celui-ci comprenant un arbre de sortie entraînant en rotation le rotor de l'hélice amont et un arbre de sortie entraînant en rotation l'hélice aval.

L'agencement de la turbine de puissance entre les deux hélices amont et aval contrarotatives permet de diminuer la dimension axiale de la turbomachine, ce qui limite le porte à faux des hélices contrarotatives ainsi que les charges dynamiques sur l'ensemble de la structure fixe de la turbomachine en cas de balourd.

La turbine de puissance n'entraîne pas directement l'une ou l'autre des hélices amont et aval, et peut alors tourner à une vitesse élevée compatible avec l'obtention d'un bon rendement de la turbine de puissance avec un nombre réduit d'étages.

Les hélices amont et aval sont entraînées en rotation dans des sens opposés par des arbres de sortie du réducteur à engrenages, ce qui permet d'avoir une vitesse de rotation suffisamment lente des hélices pour limiter les émissions acoustiques.

En comparaison avec une turbine de puissance de la technique antérieure, telle que décrite ci-dessus, dont le rotor est relié à un réducteur à engrenages, l'invention permet d'avoir un rendement équivalent mais avec un rotor interne qui tourne comparativement moins vite du fait de la présence d'un rotor externe contrarotatif. La tenue mécanique du rotor interne est donc facilitée et il est possible de réduire sa masse. De manière similaire la conception mécanique du rotor externe est facilitée du fait que celui-ci est solidaire en rotation de l'hélice amont.

L'invention permet donc d'avoir une turbomachine axialement compacte, avec un bon rendement de sa turbine de puissance tout en ayant des hélices amont et aval ne générant que peu de nuisances acoustiques, et donc de combiner les avantages des deux types connus de turbomachine à hélices contrarotatives d'écrits ci-dessus, tout en évitant leurs inconvénients.

Selon une autre caractéristique de l'invention, le réducteur est monté axialement en amont de l'hélice amont pour diminuer encore la dimension axiale de la turbomachine.

Avantageusement, la turbine de puissance comprend trois étages en série, formés chacun d'une rangée annulaire d'aubes portées par le rotor interne et d'une rangée annulaire d'aubes portées par le rotor externe.

L'obtention d'un bon rendement est rendu possible avec un nombre réduit d'étages d'aubes du fait que le rotor interne tourne à vitesse élevée. Ce faible nombre d'étages d'aubes facilite la tenue mécanique des pièces tournantes et en particulier celle du rotor externe et simplifie la fabrication de la turbomachine.

L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif, en référence aux dessins annexés dans lesquels :

- la figure 1 est une vue schématique en coupe axiale d'une turbomachine à deux hélices contrarotatives selon la technique antérieure,

- la figure 2 est une vue schématique d'une turbomachine à deux hélices contrarotatives selon l'invention.

On se réfère tout d'abord à la figure 1 qui représente une turbomachine 10 à hélices non carénées contrarotatives 12, 14 qui comporte d'amont en aval, dans le sens d'écoulement des gaz à l'intérieur de la turbomachine, un compresseur basse pression 16, un compresseur haute pression 18, une chambre annulaire de combustion 20, une turbine haute-pression 22 entraînant en rotation le compresseur haute pression 18, une turbine à pression intermédiaire 24 entraînant le compresseur basse pression 16 puis une turbine de puissance basse pression 26 d'entraînement des hélices contrarotatives 12, 14.

La turbine de puissance 26 est agencée en amont des deux hélices contrarotatives 12, 14 lesquelles s'étendent radialement à l'extérieur de la nacelle 28 de la turbomachine, cette nacelle 28 étant sensiblement cylindrique et s'étendant le long de l'axe de rotation A autour des compresseurs 16, 18, de la chambre de combustion 20, et des turbines 22, 24 et 26. Le rotor 30 de la turbine de puissance 26 comporte une pluralité de rangées d'aubes mobiles 32 disposées en alternance avec des rangées d'aubes fixes 34 solidaire d'un carter de la turbomachine. Ce rotor 30 est relié à l'arbre d'entrée 36 d'un réducteur à engrenages 38 comprenant deux arbres de sortie 40, 42 entraînant chacun une des hélices amont 12 et aval 14 dans des sens opposés.

En fonctionnement, le flux d'air 44 qui pénètre dans la turbomachine est comprimé puis est mélangé à du carburant et brûlé dans la chambre de combustion 20, les gaz de combustion passant ensuite dans les turbines haute pression 22 et intermédiaire 24 puis dans la turbine de puissance 26 reliée par le réducteur aux hélices 22, 24 qui fournissent la majeure partie de la poussée générée par la turbomachine. Les gaz de combustion sortant des turbines sont expulsés à travers une tuyère 46 pour augmenter la poussée.

L'intégration d'un réducteur à engrenages 38 permet d'avoir une turbine de puissance 26 fonctionnant à un régime élevé, de l'ordre de 7000 à 8000 tours par minute, ce qui permet un bon rendement et de faire tourner les hélices contrarotatives 12, 14 à faible vitesse pour limiter les nuisances sonores.

Toutefois, comme cela est visible sur la figure 1 , cette architecture de turbomachine impose une augmentation de la dimension axiale pour intégrer les hélices contrarotatives 12, 14 ainsi que le réducteur à engrenages 38, ces éléments étant disposés en porte à faux dans la partie aval de la turbomachine par rapport aux point d'attache 48 de la turbomachine à une partie de l'avion, ce qui pose des difficultés comme décrit précédemment.

L'invention apporte une solution à ces problèmes ainsi qu'à ceux mentionnés précédemment en intégrant une turbine de puissance 50 entre les hélices amont 12 et aval 14 et en reliant cette turbine par un réducteur à engrenages 52 aux hélices amont 12 et aval 14.

Pour cela, la turbine de puissance 50 comprend deux rotors interne 54 et externe 56 coaxiaux contrarotatifs comprenant chacun trois rangées d'aubes 58, 60 disposées en alternance les unes avec les autres. Le rotor externe 56 est rendu solidaire en rotation de l'hélice amont 12. Le rotor interne est relié à un arbre d'entrée 62 du réducteur à engrenages 52 lequel comprend deux arbres de sorties 64, 66 dont l'un 64 est relié au rotor de l'hélice amont 12 et l'autre 66 est relié à l'arbre d'entraînement de l'hélice aval 14. Les arbres 64, 66 de sortie du réducteur à engrenages 52 tournent à des vitesses sensiblement égales mais dans des sens opposés de manière à entraîner les hélices amont 12 et aval 14 dans des sens opposés.

Le réducteur à engrenages 52 est monté axialement en amont de l'hélice amont 12 et radialement à l'intérieur d'un carter 68 séparant la turbine de pression intermédiaire 24 de la turbine de puissance 50, ce qui permet de limiter encore la dimension axiale de la turbomachine.

Avec la configuration selon l'invention, le rotor interne 54 peut tourner à vitesse élevée car il n'est pas directement relié à l'une des hélices 12, 14, d'où il résulte un bon rendement de la turbine de puissance 50 lequel peut être obtenu avec un nombre réduit d'étages d'aubes mobiles 58, 60.

De plus le rotor interne 54 tourne à une vitesse plus faible que celle du rotor 30 de la turbine de puissance 26 de la figure 1 du fait de la rotation du rotor externe 56 en sens inverse, ce qui permet de réduire la masse du rotor interne 54 et augmente sa tenue mécanique en fonctionnement.

La liaison des rotors de l'hélice amont 12 et de l'hélice aval à des arbres de sorties 64, 66 du réducteur 52 permet de limiter la vitesse des hélices 12, 14 et donc les nuisances sonores.

Le rotor interne 54 peut tourner à une vitesse de l'ordre de 6000 à

7000 tours par minute et la vitesse des arbres de sortie 64, 66 du réducteur 52 est de l'ordre de 1000 tours par minute. Ces valeurs permettent d'obtenir une vitesse relative du rotor interne 54 par rapport au rotor externe 56 de l'ordre de 7000 à 8000 tours par minute, comme dans la technique antérieure. Dans une réalisation pratique de l'invention représentée en figure 3, le réducteur à engrenages 52 comprend deux trains d'engrenages épicycloïdaux 68, 70 comportant chacun un pignon planétaire 72, 74, une couronne externe 76, 78 et des satellites 80, 82 en prise avec le pignon planétaire 72, 74 et la couronne externe 76, 78, les satellites 80, 82 étant montés libres en rotation sur un porte-satellites 84, 86. Les deux pignons planétaires 72, 74 sont solidaires en rotation l'un de l'autre et la couronne externe 76 du train épicycloïdal 68 est fixée à un carter de la turbomachine. Les deux couronnes externes 76, 78 ainsi que les satellites 80, 82 et les pignons planétaires 72, 74 ont des diamètres identiques. La couronne externe 78 du train épicycloïdal 70 est reliée à l'arbre 62 et au rotor interne 54, le porte-satellites 86 de ce train d'engrenages étant relié à l'arbre de sortie 66 entraînant l'hélice aval 14. Le porte-satellites 84 du train d'engrenages épicycloïdal 68 est relié à l'arbre de sortie 64 d'entraînement du rotor 56 de l'hélice amont 12.

D'une manière générale, l'utilisation de deux trains épicycloïdaux 68, 70 nécessite l'utilisation de moyens de transmission de couple de l'arbre d'entrée 62 de l'un des trains d'engrenages à l'autre train d'engrenages, cette transmission de couple pouvant être réalisée par solidarisation en rotation des pignons planétaires 72, 74 (figure 3), des porte-satellites 80, 82 ou encore des couronnes externes 76, 78. Parmi les éléments (pignons planétaires, porte-satellites et couronnes externes) des deux trains épicycloïdaux 68, 70 qui ne sont pas liés l'un à l'autre pour la transmission de couple, un élément est solidarisé à une partie fixe de la turbomachine, un élément est relié à l'arbre d'entrée 62, un élément est relié à l'arbre de sortie 64 entraînant l'hélice amont 12 et un élément est relié à l'arbre de sortie 66 entraînant l'hélice aval 14.