TITRE : Système propulsif aéronautique à rendement propulsif amélioré

DOMAINE TECHNIQUE

La présente demande concerne de manière générale le domaine des systèmes propulsifs, et plus particulièrement des systèmes propulsifs comprenant une soufflante carénée ou non carénée et présentant un rendement propulsif et un rendement de soufflante élevé.

ETAT DE LA TECHNIQUE

Un système propulsif comporte généralement, d’amont en aval dans le sens de l’écoulement des gaz, une section de soufflante, 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 cas échéant le compresseur basse pression sont entrainés en rotation par la turbine basse pression par l’intermédiaire d’un arbre basse pression.

Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d’améliorer de manière très significative les performances environnementales des avions. La Déposante prend en considération les facteurs impactants dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l’environnement et dont l’intégration et l’utilisation dans l’aviation civile ont des conséquences environnementales modérées dans un but d’amélioration de l'efficacité énergétique des avions.

Ainsi, afin d’améliorer le rendement propulsif du système propulsif et de réduire sa consommation spécifique ainsi que le bruit émis par la section de soufflante, il a été proposé des systèmes propulsifs présentant un taux de dilution BPR (bypass ratio en anglais, correspondant au rapport entre le débit du flux d’air secondaire et le débit du flux d’air primaire) élevé. Pour atteindre de tels taux de dilution, la section de soufflante peut être découplée de la turbine basse pression, permettant ainsi d’optimiser indépendamment leur vitesse de rotation respective. Généralement, le découplage est réalisé à l’aide d’un mécanisme de réduction placé entre l’extrémité amont de l’arbre basse pression et un rotor de la section de soufflante. Le rotor de la section de soufflante est alors entrainé par l’arbre basse pression par l’intermédiaire du mécanisme de réduction à une vitesse de rotation inférieure à celle de l’arbre basse pression.

Afin d’améliorer encore l’efficacité globale de la turbomachine, la tendance actuelle est d’augmenter le taux de compression global du système propulsif, qui correspond au rapport entre la pression en sortie du compresseur haute pression et la pression en entrée de la soufflante. Cela impose par conséquent d’augmenter le taux de compression du compresseur haute pression et/ou du compresseur basse pression, et ce d’autant plus qu’en parallèle on cherche à réduire le taux de compression de la soufflante pour améliorer son efficacité. L’une des conséquences possibles est que la turbine basse pression, qui entraine la soufflante, est plus chargée mécaniquement, en particulier en bas de pale. Or, toute modification de la turbine basse pression est susceptible d’avoir un impact sur la veine d’écoulement au sein de la section de turbine qui peut avoir des conséquences sur son efficacité, les possibilités d’intégration du système de propulsion dans un aéronef ou encore sur l’intégration des paliers.

EXPOSE

Un but de la présente demande est d’optimiser le système propulsif afin d’augmenter son efficacité sans pour autant surcharger mécaniquement et/ou thermiquement la turbine d’entrainement de la soufflante, tout en tenant compte des contraintes d’intégration du système propulsif.

Il est à cet effet proposé, selon un premier aspect, un système propulsif aéronautique comprenant :

- une turbine d’entrainement raccordée à un arbre d’entrainement mobile en rotation autour d’un axe de rotation ;

- une section de soufflante comprenant un rotor de soufflante raccordé à un arbre de soufflante ;

- un mécanisme de réduction couplant l’arbre d’entrainement et l’arbre de soufflante afin d’entrainer l’arbre de soufflante à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement ; le système propulsif étant configuré de sorte qu’une vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement respecte la formule suivante :

-T |CZ*T _e + ? .

¹ > / — S —e x 10 ³ où : Ni est la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en tours par minute (tr/min) ;

Te est la température en entrée de la turbine d’entrainement lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius (°C) et est supérieure ou égale à 700 °C ;

Se est une section d’entrée de la turbine d’entrainement (8), en mètres carrés (m ² ) ; et a = - 0,056 83,356 f \—m x m) ² . in 7

Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives du système propulsif selon le premier aspect sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison :

- le système propulsif est en outre configuré de sorte la vitesse d’entrainement de la turbine d’entrainement respecte également la formule suivante :

- le mécanisme de réduction présente un taux de réduction supérieur ou égal à 2,5, de préférence supérieur ou égal à 3,0 et inférieur ou égal à 11 ,0 ;

- la turbine d’entrainement comprend au moins 3 étages et au plus 5 étages ;

- la turbine d’entrainement présente un rapport moyeu-tête en entrée supérieur à 0,75 et inférieur à 0,90 ;

- la turbine d’entrainement présente un rapport moyeu-tête en sortie supérieur à 0,55 et inférieur à 0,75 ;

- le compresseur comprend au moins deux étages et au plus quatre étages ;

- le système propulsif comprend en outre une deuxième turbine et un deuxième compresseur raccordés par l’intermédiaire d’un deuxième arbre, le deuxième arbre tournant plus rapidement que l’arbre d’entrainement, la deuxième turbine étant biétage ;

- le deuxième compresseur comprend au moins huit étages et au plus onze étages ;

- une densité de poussée par aube du rotor de soufflante du système propulsif est supérieure ou égale à 5,0 x 10 ⁴ et inférieure ou égale à 17,0 x 10 ⁴ N/m ² où la densité de poussée par aube est définie par la formule suivante : 100 et où : FN est la poussée générée par le rotor de soufflante et est mesurée lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Newton (N) ; n est le nombre de aubes dans le rotor de soufflante ; et D est le diamètre du rotor de soufflante, mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante, et est exprimé en mètres (m) ;

- une densité de puissance par aube du rotor de soufflante est supérieure ou égale à 3,65 x 10 ⁶ et inférieure ou égale à 22,0 x 10 ⁶ W/m ² , où la densité de puissance par aube du rotor de soufflante est définie par la formule suivante : . 100 et où : la puissance de la soufflante correspond à la puissance du rotor de soufflante et est mesurée lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Watts (W) ; n est le nombre de aubes dans le rotor de soufflante ; et D est le diamètre du rotor de soufflante, mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante, et est exprimé en mètres (m) ;

- la section de soufflante présente en outre un taux de compression de soufflante, correspondant à un rapport de pression entre une sortie du rotor de soufflante et une entrée du rotor de soufflante inférieur ou égal à 1 ,45;

- le diamètre du rotor de soufflante est compris entre 80 pouces et 185 pouces inclus, de préférence entre 85 pouces et 120 pouces inclus, par exemple de l’ordre de 90 pouces ;

- la section de soufflante est carénée et un taux de dilution du système propulsif est supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, de préférence entre 10 et 18 inclus ;

- la section de soufflante est carénée et une vitesse périphérique en tête des aubes du rotor de soufflante, lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, est comprise entre 260 m/s et 400 m/s ;

- la section de soufflante est carénée et une densité de poussée par aube du rotor de soufflante du système propulsif est supérieure ou égale à 14,0 x 10 ⁴ et inférieure ou égale à 17,0 x 10 ⁴ N/m ² où la densité de poussée par aube est définie par la formule suivante : 100 et où : FN est la poussée générée par le rotor de soufflante et est mesurée lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Newton ; n est le nombre de aubes dans le rotor de soufflante ; et

D est le diamètre du rotor de soufflante, mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante, et est exprimé en mètres (m) ;

- la section de soufflante est non carénée et un taux de dilution du système propulsif est supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus ; et/ou

- la section de soufflante est non carénée et une vitesse périphérique en tête des aubes du rotor de soufflante, lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer, est comprise entre 210 m/s et 260 m/s ; et/ou

- la section de soufflante est non carénée et une densité de poussée par aube du rotor de soufflante du système propulsif est supérieure ou égale à 5,0 x 10 ⁴ et inférieure ou égale à 10,0 x 10 ⁴ N/m ² où la densité de poussée par aube est définie par la formule suivante : 100 et où : FN est la poussée générée par le rotor de soufflante et est mesurée lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Newton ; n est le nombre de aubes dans le rotor de soufflante ; et

D est le diamètre du rotor de soufflante, mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante, et est exprimé en mètres (m).

Selon un deuxième aspect, la présente demande propose un aéronef comprenant au moins un système propulsif selon le premier aspect fixé à l’aéronef par l’intermédiaire d’un mât.

Selon un troisième aspect, l’invention propose un procédé de dimensionnement ou de fabrication d’un système propulsif comprenant un mécanisme de réduction couplant une turbine d’entrainement et un rotor de soufflante pour entrainer le rotor de soufflante à une vitesse inférieure à une vitesse de la turbine d’entrainement, la turbine d’entrainement configuré de sorte qu’une vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement respecte la formule suivante :

N ¹ > / — S —e x 10 ³ où : Ni est la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en tours par minute (tr/min) ;

Te est la température en entrée de la turbine d’entrainement lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en degrés Celsius (°C) et est supérieure ou égale à 700 °C ;

Se est une section d’entrée de la turbine d’entrainement (8), en mètres carrés (m ² ) ; et a = - 0.056 83.356 f \—min x m) J ² .

Certains aspects préférés mais non limitatifs du procédé de dimensionnement ou de fabrication selon le troisième aspect sont les suivants, pris individuellement ou en combinaison :

- la section de soufflante est dimensionnée de sorte qu’une densité de poussée par aube du rotor de soufflante du système propulsif est supérieure ou égale à 5,0 x 10 ⁴ et inférieure ou égale à 17,0 x 10 ⁴ N/m ² où la densité de poussée par aube est définie par la formule suivante : 100 et où : FN est la poussée générée par le rotor de soufflante et est mesurée lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Newton (N) ; n est le nombre de aubes dans le rotor de soufflante ; et D est le diamètre du rotor de soufflante, mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante, et est exprimé en mètres (m) ; et/ou

- la soufflante est en outre dimensionnée de sorte qu’une densité de puissance par aube du rotor de soufflante est supérieure ou égale à 3,65 x 10 ⁶ et inférieure ou égale à 22,0 x 10 ⁶ W/m ² , où la densité de puissance par aube du rotor de soufflante est définie par la formule suivante : . 100 et où : la puissance de la soufflante correspond à la puissance du rotor de soufflante et est mesurée lorsque le système propulsif est stationnaire en régime de décollage dans une atmosphère standard et au niveau de la mer et est exprimée en Watts (W) ; n est le nombre de aubes dans le rotor de soufflante ; et

D est le diamètre du rotor de soufflante, mesuré dans un plan normal à l’axe de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet et un bord d’attaque des aubes du rotor de soufflante, et est exprimé en mètres (m).

Selon un quatrième aspect, il est proposé un procédé de fabrication d’un système propulsif comprenant les étapes suivantes :

- dimensionner le système propulsif selon conformément au procédé selon le troisième aspect ; et

- fabriquer le système propulsif.

DESCRIPTION DES FIGURES

D’autres caractéristiques, buts et avantages ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels :

La figure 1 est une vue schématique, partielle et en coupe d’un exemple de système propulsif conforme à un mode de réalisation, dans lequel la section de soufflante est carénée ;

La figure 2 est une vue schématique, partielle et en coupe d’un exemple de système propulsif conforme à un premier mode de réalisation, dans lequel la section de soufflante est non carénée ; La figure 3 est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction planétaire ;

La figure 4 est une vue en coupe schématique d’un exemple de mécanisme de réduction épicycloïdal ;

La figure 5 est un exemple d’aéronef pouvant comprendre au moins un système propulsif conforme à un mode de réalisation ;

La figure 6 est un organigramme illustrant des exemples d’étapes d’un procédé de dimensionnement ou de fabrication conforme à une forme de réalisation.

Sur l’ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques.

DESCRIPTION DETAILLEE

Un système propulsif 1 présente une direction principale s’étendant selon un axe longitudinal X et comprend, d’amont en aval dans le sens de l’écoulement des gaz dans le système propulsif 1 lorsqu’il est en fonctionnement, une section de soufflante 2 et un corps primaire 3, souvent appelé « générateur de gaz », comportant une section de compresseur 4, 5, une chambre de combustion 6 et une section de turbine 7, 8. Le système propulsif 1 est ici un système propulsif 1 aéronautique configuré pour être fixé sur un aéronef 100 par l’intermédiaire d’un pylône (ou mât).

La section de compresseur 4, 5 comprend une succession d'étages comprenant chacun une roue d'aubes mobiles (rotor) 4a, 5a tournant devant une roue d'aubes fixes (stator) 4b, 5b. La section de turbine 7, 8 comprend également une succession d'étages comprenant chacun une roue d'aubes fixes (stator) 7a, 8a derrière laquelle tourne une roue d'aubes mobiles (rotor) 7b, 8b.

Dans la présente demande, la direction axiale correspond à la direction de l'axe longitudinal X, en correspondance avec la rotation des arbres du générateur de gaz, et une direction radiale est une direction perpendiculaire à cet axe X et passant par lui. Par ailleurs, la direction circonférentielle (ou latérale, ou encore tangentielle) correspond à une direction perpendiculaire à l'axe longitudinal X et ne passant pas par lui. Sauf précision contraire, interne (respectivement, intérieur) et externe (respectivement, extérieur), respectivement, sont utilisés en référence à une direction radiale de sorte que la partie ou la face interne d'un élément est plus proche de l'axe X que la partie ou la face externe du même élément.

En fonctionnement, un flux d’air F entrant dans le système propulsif 1 est divisé entre un flux d’air primaire F1 et un flux d’air secondaire F2, qui circulent d’amont en aval dans le système propulsif 1 .

Le flux d’air secondaire F2 (appelé également « flux d’air de dérivation ») s’écoule autour du corps primaire 3. Le flux d’air secondaire F2 permet de refroidir la périphérie du corps primaire 3 et sert à générer la majeure partie de la poussée fournie par le système propulsif 1 .

Le flux d’air primaire F1 s’écoule dans une veine primaire à l’intérieur du corps primaire 3, en passant successivement à travers la section de compresseur 4, 5, la chambre de combustion 6 où il est mélangé avec du carburant pour servir de comburant, et la section de turbine 7, 8. Le passage du flux d’air primaire F1 à travers la section de turbine 7, 8 recevant de l’énergie de la chambre de combustion 6 provoque une rotation du rotor de la section de turbine 7, 8, qui entraine à son tour en rotation le rotor de la section de compresseur 4, 5 ainsi qu’une partie rotor 9 de la section de soufflante 2.

Dans un système propulsif 1 à double-corps, la section de compresseur 4, 5 peut comprendre un compresseur basse pression 4 et un compresseur haute pression 5. La section de turbine 7, 8 peut comprendre une turbine haute pression 8 et une turbine basse pression 7. Le rotor du compresseur haute pression 5 est entrainé en rotation par le rotor la turbine haute pression 8 par l’intermédiaire d’un arbre haute pression 10. Le rotor du compresseur basse pression 4 et la partie rotor 9 de la section de soufflante 2 sont entrainés en rotation par le rotor de la turbine basse pression 7 par l’intermédiaire d’un arbre basse pression 11. Ainsi, le corps primaire 3 comprend un corps haute pression comprenant le compresseur haute pression 5, la turbine haute pression 8 et l’arbre haute pression 10, et un corps basse pression comprenant la section de soufflante 2, le compresseur basse pression 4, la turbine basse pression 7 et l’arbre basse pression 11. La vitesse de rotation du corps haute pression est supérieure à la vitesse de rotation du corps basse pression. Dans un système propulsif 1 à triple-corps, la section de turbine 7, 8 comprend en outre une turbine intermédiaire, positionnée entre la turbine haute pression 8 et la turbine basse pression 7 et configurée pour entrainer le rotor du compresseur basse pression 4 par l’intermédiaire d’un arbre intermédiaire. Le rotor de soufflante 9 et le rotor du compresseur haute pression 5 restent entrainés par l’arbre basse pression 11 et l’arbre haute pression 10, respectivement.

L’arbre basse pression 11 est généralement logé, sur un tronçon de sa longueur, dans l’arbre haute pression 10 et est coaxial à l’arbre haute pression 10. L’arbre basse pression 11 et l’arbre haute pression 10 peuvent être corotatifs, c’est-à-dire être entraînés dans le même sens autour de l’axe longitudinal X. En variante, l’arbre basse pression 11 et l’arbre haute-pression sont contrarotatifs, c’est- à-dire être entraînés dans des sens opposés autour de l’axe longitudinal X. Le cas échéant, l’arbre intermédiaire est logé entre l’arbre haute pression 10 et l’arbre basse pression 11. L’arbre intermédiaire et l’arbre basse pression 1 1 peuvent être corotatifs ou contrarotatifs.

La section de soufflante 2 comprend au moins le rotor de soufflante 9 propre à être entrainé en rotation par rapport à une partie stator du système propulsif 1 par la section de turbine 7, 8. Chaque rotor de soufflante 9 comprend un moyeu 13 et des aubes 14 s’étendant radialement à partir du moyeu 13. Les aubes 14 de chaque rotor 9 peuvent être fixes par rapport au moyeu 12 ou présenter un calage variable. Dans ce cas, le pied des aubes 14 de chaque rotor 9 est monté pivotant suivant un axe de calage et est relié à un mécanisme de changement de pas 15 monté dans le système propulsif 1 , le calage étant ajusté en fonction des phases de vol par un mécanisme de changement de pas 15. Le mécanisme de changement de pas 15 est illustré en traits discontinus sur la Figure 1 pour montrer que cette caractéristique est optionnelle.

La section de soufflante 2 peut en outre comprendre un stator de soufflante 16, ou redresseur, qui comprend des aubes 17 montées sur un moyeu 18 du stator de soufflante 16 et ont pour fonction de redresser le flux d’air secondaire F2 qui s’écoule en sortie du rotor de soufflante 9. Les aubes 17 du stator de soufflante 18 peuvent être fixes par rapport au moyeu 18 ou présenter un calage variable. De manière similaire aux aubes 14 de rotor, le pied des aubes de stator 17 est monté pivotant suivant un axe X de calage et est relié à un mécanisme de changement de pas 15a, qui est généralement distinct de celui du rotor de soufflante 9, le calage étant ajusté en fonction des phases de vol par le mécanisme de changement de pas.

Afin d’améliorer le rendement propulsif du système propulsif 1 et de réduire sa consommation spécifique ainsi que le bruit émis par la section de soufflante 2, le système propulsif 1 présente un taux de dilution (bypass ratio) élevé. Par taux de dilution élevé, on comprendra ici un taux de dilution supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 80 inclus. Pour calculer le taux de dilution, le débit massique du flux d’air secondaire F2 et le débit massique du flux d’air primaire F1 sont mesurés lorsque le système propulsif 1 est stationnaire, non-installé, en régime de décollage dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l’Organisation de l’aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3 ^e édition) et au niveau de la mer (conditions dites SLS, pour Seal Level Standard). On notera que, dans la présente demande, les paramètres (pression, débit, poussée, vitesse, etc.) sont systématiquement déterminés dans ces conditions. Par « non installé », on comprendra ici que les mesures sont effectuées lorsque le système propulsif 1 est dans un banc d’essai (et non installé sur un aéronef 100), les mesures étant alors plus simples à réaliser. Les distances (longueur, rayon, diamètre) sont en revanche mesurées à température ambiante (environ 20°C) lorsque le système propulsif 1 est à froid, c’est-à-dire lorsque le système propulsif est à l’arrêt depuis une période suffisante pour que les pièces du système propulsif soient à température ambiante.

Le rotor de soufflante 9 est découplé de l’arbre basse pression 11 à l’aide d’un mécanisme de réduction 19, placé entre une extrémité amont de l’arbre basse pression 11 et le rotor de soufflante 9, afin d’optimiser indépendamment leur vitesse de rotation respective. Dans ce cas, le système propulsif 1 comprend en outre un arbre supplémentaire, dit arbre de soufflante 20. L’arbre basse pression 11 raccorde la turbine basse pression 7 à une entrée du mécanisme de réduction 19 tandis que l’arbre de soufflante 20 raccorde la sortie du mécanisme de réduction 19 au rotor de soufflante 9. Le rotor de soufflante 9 est donc entrainé par l’arbre basse pression 11 par l’intermédiaire du mécanisme de réduction 19 et de l’arbre de soufflante 20 à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de la turbine basse pression 7.

Ce découplage permet de réduire la vitesse de rotation et le rapport de pression du rotor de soufflante 9 et d’augmenter la puissance extraite par la turbine basse pression 7. En effet, l’efficacité globale des systèmes propulsifs est conditionnée au premier ordre par le rendement propulsif, qui est favorablement influencé par une minimisation de la variation d’énergie cinétique de l’air à la traversée du système propulsif 1. Dans un système propulsif 1 à taux de dilution élevé, l’essentiel du débit générant l’effort propulsif est constitué par le flux d’air secondaire F2 du système propulsif 1 , l’énergie cinétique du flux d’air secondaire F2 étant majoritairement affectée par la compression que subit le flux d’air secondaire F2 lors de la traversée de la section de soufflante 2. Le rendement propulsif et le rapport de pression de la section de soufflante 2 sont donc liés : plus le rapport de pression de la section de soufflante 2 est faible, meilleur sera le rendement propulsif. Afin d’optimiser le rendement propulsif du système propulsif 1 , le rapport de pression de la soufflante, qui correspond au rapport entre la pression moyenne en sortie du stator de soufflante 17 (ou, en l’absence de stator, du rotor de soufflante 9) et la pression moyenne en entrée du rotor de soufflante 9, est inférieur ou égal à 1 ,70, de préférence inférieur ou égal à 1 ,50, par exemple compris entre 1 ,05 et 1 ,45. Les pressions moyennes sont mesurées ici sur la hauteur de l’aube 14 (de la surface qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante 9 au sommet 21 de l’aube de soufflante 14).

Le système propulsif 1 est configuré pour fournir une poussée comprise entre 18 000 Ibf (80 068 N) et 51 000 Ibf (22 2411 N), de préférence entre 20 000 Ibf (88964 N) et 35 000 Ibf (15 5688 N).

La section de soufflante 2 peut être carénée ou non carénée. Dans le cas d’une section de soufflante 2 carénée, la section de soufflante 2 comprend un carter de soufflante 12 et le rotor de soufflante 9 est logé dans le carter de soufflante 12.

Une section de soufflante 2 carénée comprend un rotor de soufflante 9 s’étendant en amont d’un stator de soufflante. Les aubes du stator de soufflante sont alors généralement dénommées aubes de sortie ( « Outlet Guide Vane » ou « OGV » en anglais) et présentent un calage fixe par rapport au moyeu du stator de soufflante. Par ailleurs, le taux de dilution du système propulsif 1 est de préférence supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 35 inclus, de préférence entre 10 et 18 inclus. A noter que, lorsque le taux de dilution est supérieur ou égal à 25, le rotor de soufflante 9 est de préférence à calage variable. La vitesse périphérique au sommet 21 des aubes du rotor de soufflante 9 peut par ailleurs être comprise entre 260 m/s et 400 m/s. Les aubes 14 du rotor de soufflante 9 peuvent être fixes ou présenter un calage variable. Le rapport de pression de soufflante peut alors être compris entre 1 ,20 et 1 ,45.

Dans une section de soufflante 2 non carénée, la section de soufflante 2 n’est pas entourée par un carter de soufflante. La section de soufflante 2 étant non carénée, les aubes 14 du rotor de soufflante 9 présentent un calage variable. Des systèmes propulsifs comprenant au moins un rotor de soufflante 9 non caréné sont connus sous les termes anglais « open rotor » ou « unducted fan ». Le système propulsif 1 peut comprendre deux rotors de soufflante 9 non carénés et contrarotatifs. Un tel système propulsif 1 est connu sous l’acronyme anglais CROR pour « Contra-Rotating Open Rotor » (rotor ouvert contrarotatif en français) ou UDF pour « Unducted Double Fan » (double soufflante non carénée en français). Le ou les rotors de soufflante 9 peuvent être placés à l’arrière du corps primaire 3 de sorte à être du type pousseur ou à l’avant du corps primaire 3 de sorte à être du type tracteur. En variante, le système propulsif 1 peut comprendre un seul rotor de soufflante 9 non caréné et un stator de soufflante 16 non caréné (redresseur). Un tel système propulsif 1 est connu sous l’acronyme anglais USF pour « Unducted Single Fan ». Dans le cas d’un système propulsif 1 du type USF, les aubes 17 du redresseur 16 sont fixes en rotation par rapport à l’axe X de rotation du rotor de soufflante 9 amont et par conséquent ne subissent pas d’effort centrifuge. Les aubes 17 du redresseur 16 sont par ailleurs à calage variable.

La suppression du carénage autour de la section de soufflante 2 permet d’augmenter le taux de dilution de façon très importante sans que le système propulsif 1 ne soit pénalisé par la masse des carters ou nacelles destinés à entourer la section de soufflante 2. Le taux de dilution du système propulsif 1 comprenant une section de soufflante 2 non carénée est ainsi supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus. La vitesse périphérique au sommet 21 des aubes 14 du ou des rotor(s) de soufflante 9 peut par ailleurs être comprise entre 210 m/s et 260 m/s. Le rapport de pression de soufflante peut alors être compris de préférence entre 1 ,05 et 1 ,20.

Le mécanisme de réduction 19 peut comprendre par exemple un mécanisme de réduction 19 à train d’engrenage épicycloïdal, par exemple de type « épicycloïdal » ou « planétaire », monoétage ou biétage. Selon une première variante, le mécanisme de réduction 19 peut être du type planétaire (« star » en anglais) (Figure 3) et comprendre un pignon solaire 19a (entrée du mécanisme de réduction 19), centré sur un axe X de rotation du mécanisme de réduction 19 (généralement confondu avec l’axe longitudinal X) et configuré pour être entrainé en rotation par l’arbre basse pression 1 1 , une couronne 19b (sortie du mécanisme de réduction 19) coaxiale avec le pignon solaire 19a et configurée pour entrainer en rotation l’arbre de soufflante 20 autour de l’axe X de rotation, et une série de satellites 19c répartis circonférentiellement autour de l’axe X de rotation entre le pignon solaire 19a et la couronne 19b, chaque satellite 19c étant engrené intérieurement avec le pignon solaire 19a et extérieurement avec la couronne 19b. La série de satellites 19c est montée sur un porte-satellites 19d qui est fixe par rapport à une partie stator 19e du système propulsif 1 , par exemple par rapport à un carter de la section de compresseur 4, 5. Selon une deuxième variante, le mécanisme de réduction 19 peut être épicycloïdal (« planetary » en anglais) (Figure 4), auquel cas la couronne 19b est montée fixement sur la partie stator 19e du système propulsif 1 et l’arbre de soufflante 20 est entrainé en rotation par le porte-satellites 19d (qui est donc mobile en rotation par rapport à une partie stator 19e du système propulsif 1 , par exemple par rapport à un carter de la section de compresseur 4, 5).

Quelle que soit la configuration du mécanisme de réduction 19, le diamètre de la couronne 19b et du porte satellites 19d sont supérieurs au diamètre du pignon solaire 19a, de sorte que la vitesse de rotation du rotor de soufflante 9 est inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre basse pression 11 .

Afin d’optimiser le système propulsif 1 de sorte à augmenter son efficacité sans pour autant surcharger mécaniquement et/ou thermiquement la turbine basse pression 8, le système propulsif est dimensionné de sorte qu’une vitesse de rotation de l’arbre basse pression 11 respecte la formule suivante : 1.0 ³ où : Ni est la vitesse de rotation de l’arbre basse pression 11 , en tours par minute (tr/min) ;

Te est la température en entrée de la turbine basse pression 8, en degrés Celsius (°C) ;

Se est la section d’entrée de la turbine basse pression 8, en mètres carrés (m ² ) ; et a = - 0,056 83,356 f— x m) ² . \min 7

De préférence, la formule (1 ) s’applique lorsque T _e > 700°C afin de tenir compte du fluage du rotor de la turbine basse pression 7. La température en entrée de la turbine basse pression Te peut être comprise entre 950°C et 1230°C. La section d’entrée de la turbine basse pression peut être comprise entre 0,08 m ² et 0,35 m ² . Comme indiqué précédemment, tous ces paramètres sont déterminés lorsque le système propulsif 1 est stationnaire, non-installé, en régime de décollage dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l’Organisation de l’aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3 ^e édition) et au niveau de la mer.

La Déposante s’est en effet aperçue du fait qu’il était nécessaire de tenir compte de l’encombrement de la turbine basse pression 8 pour fixer la vitesse de rotation de l’arbre basse pression 11 si l’on ne souhaitait pas surcharger la turbine basse pression 8. La formule (1 ) présentée ci-dessous permet ainsi d’obtenir un compromis entre une vitesse de rotation de l’arbre basse pression 11 élevée, et donc une turbine basse pression 8 et un compresseur basse pression 4 efficaces, et des contraintes d’intégration et de chargement mécaniques de la turbine basse pression 8 acceptables.

Ainsi, et comme cela ressort de la formule (1 ), lorsque la section d’entrée Se de la turbine basse pression 8 est élevée, la vitesse de rotation de l’arbre basse pression 11 est réduite, et donc moins efficace. Cela génère en outre des problématiques de raccordement entre la turbine basse pression 8 et la turbine haute pression 7 et donc des pertes de charge qui réduisent encore l’efficacité de la turbine basse pression 8. De plus, la turbine basse pression 8 étant encombrante, le système propulsif 1 est plus difficile à intégrer sous l’aile d’un aéronef 100. Il est en effet nécessaire d’assurer un écoulement entre l’aile et la nacelle du corps primaire 3. Or, lorsque la turbine basse pression 8 est très encombrante, il devient nécessaire d’avancer axialement le système propulsif 1 par rapport à l’aile afin de maintenir cet écoulement, ce qui augmente le moment appliqué par le système propulsif 1 sur sa fixation sur l’aéronef 100 (pylône) et crée des phénomènes de flottement.

De préférence, pour assurer l’intégration du système propulsif 1 sous aile.

A contrario, lorsque la section d’entrée Se de la turbine basse pression 8 est réduite, la vitesse de rotation de l’arbre basse pression 11 est très élevée. La turbine basse pression 8 et le compresseur basse pression 4 sont, certes, plus efficaces. Toutefois, ce gain en efficacité est obtenu au détriment d’une part de la tenue mécanique de l’attache des aubes de la turbine basse pression 8 au disque du rotor 8b en fonction du nombre d’aubes, et d’autre part de la faisabilité de la turbine basse pression 8. La charge mécanique devient en effet trop élevée au niveau de l’attache du disque de la turbine basse pression 8 sur l’arbre basse pression 11 . De plus, la section d’entrée Se étant faible, le rayon moyen de la turbine basse pression 8 est nécessairement réduit, ce qui diminue l’espace disponible sous la turbine basse pression 8. L’intégration des paliers et de la ou des enceintes correspondantes sous la turbine basse pression 8 devient alors critique.

Ainsi, afin de garantir la tenue mécanique et la faisabilité de la turbine basse pression 8, le système propulsif 1 peut en outre être configuré de sorte la vitesse d’entrainement de la turbine basse pression 8 respecte en outre la formule suivante : sachant que 55 est exprimé en x m ² et que la vitesse limite (« redline speed » en anglais) de l’arbre basse pression 11 , qui correspond à la vitesse maximale absolue susceptible d’être rencontrée par l’arbre basse pression 11 durant tout le vol (selon le règlement de certification européen EASA CS- E 740 (ou selon le règlement de certification américain 14-CFR Part 33.87)), est comprise entre 8500 tours par minute et 12000 tours par minute, de préférence entre 9000 tours par minute et 11000 tours par minute. La vitesse limite correspond à la vitesse de rotation maximale lorsque le système propulsif est sain (et potentiellement fin de vie). Elle est donc susceptible d’être atteinte par l’arbre basse pression 11 en condition de vol. Cette vitesse limite fait partie des données déclarées dans la certification moteur (« type certificate data sheet » en anglais). En effet, cette vitesse de rotation est habituellement utilisée comme vitesse de référence pour le dimensionnement des systèmes propulsifs 1 et dans certains essais de certification (tels que les essais de pertes d’aube ou d’intégrité du rotor).

Des turbines basse pression 8 respectant la formule (1 ) peuvent alors présenter un rapport moyeu-tête en entrée, qui correspond au rapport entre le rayon externe R1 de la turbine basse pression 8 et le rayon externe du moyeu R2 de la turbine basse pression 8 en entrée de la turbine basse pression, supérieur à 0,75 et inférieur à 0,90. Le rayon externe R1 de la turbine basse pression 8 et le rayon externe R3 du moyeu de la turbine basse pression 8 sont mesurés ici dans un plan normal à l’axe longitudinal X passant par l’intersection entre le bord d’attaque 8c et le sommet 8d des aubes du rotor le plus en amont de la turbine basse pression 8 (c’est-à-dire, du premier étage de la turbine basse pression 8). Le rayon externe R1 de la turbine basse pression 8 correspond à la distance, dans ce plan, entre le sommet 8b des aubes du rotor de la turbine basse pression 8 et l’axe de rotation X de la turbine basse pression 8. Le rayon externe du moyeu R2 correspond à la distance, dans ce même plan, entre la surface radiale externe du moyeu (qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement dans la turbine basse pression 8) et l’axe de rotation X de la turbine basse pression 8. Comme indiqué précédemment, ces rayons R1 , R2 sont mesurés lorsque le système propulsif 1 est à froid.

Une turbine basse pression 8 respectant la formule (1) et dont le rapport moyeu-tête en entrée est strictement supérieur à 0,75 facilite l’intégration des paliers de l’arbre basse pression 11 .

Des turbines basse pression 8 respectant la formule (1 ) peuvent également présenter un rapport moyeu-tête en sortie, qui correspond au rapport entre le rayon externe R1 ’ de la turbine basse pression 8 et le rayon externe du moyeu R2’ de la turbine basse pression 8 en sortie de la turbine basse pression, supérieur à 0,55 et inférieur à 0,75. Le rayon externe R1 de la turbine basse pression 8 et le rayon externe R3 du moyeu de la turbine basse pression 8 sont mesurés ici dans un plan normal à l’axe longitudinal X passant par l’intersection entre le bord d’attaque 8c et le sommet 8d des aubes du rotor le plus en aval de la turbine basse pression 8 (c’est-à-dire, du dernier étage de la turbine basse pression 8). Le rayon externe R1 ’ de la turbine basse pression 8 correspond à la distance, dans ce plan, entre le sommet 8b des aubes du rotor de la turbine basse pression 8 et l’axe de rotation X de la turbine basse pression 8, lorsque le système propulsif 1 est au repos. Le rayon externe du moyeu R2’ correspond à la distance, dans ce même plan, entre la surface radiale externe du moyeu (qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement dans la turbine basse pression 8) et l’axe de rotation X de la turbine basse pression 8, lorsque le système propulsif 1 est au repos.

De telles turbines basse pression 8 présentent alors une section d’entrée et une section de sortie optimisées. En effet, plus le rapport moyeu-tête en entrée et en sortie est réduit, plus le diamètre externe de la turbine basse pression 8 est faible (à iso-section). Un rapport moyeu-tête en entrée et en sortie compris dans les intervalles décrits plus haut, permet ainsi d’optimiser la turbine basse pression 8, et notamment sa vitesse de rotation Ni (qui est adaptée aux sections d’entrée Se et de sortie qui détendent les gaz en sortie de la chambre de combustion 5), dans un encombrement adapté. Le dimensionnement de la turbine basse pression 8 de sorte à obtenir des rapports moyeu-tête compris dans ces intervalles permet par conséquent de rendre la turbine basse pression 8 plus efficace, et donc de réduire la consommation spécifique du système propulsif 1 , sans pour autant pénaliser sa charge mécanique ou thermique de la turbine basse pression 8.

Les turbines basse pression 8 respectant la formule (1) et dont la vitesse de rotation Ni reste inférieure ou égale à x 10 ³ peuvent en outre être réalisées dans des matériaux conventionnels, tels que l’un au moins des matériaux suivants : un alliage base-nickel avec solidification dirigée tel qu’un alliage DS200 + Hf, un alliage base-nickel sans solidification dirigée tel qu’un alliage Rene77, un alliage base-nickel à structure monocristalline tel qu’un superalliage de première génération (AM1 ), un alliage intermétallique tel qu’un alliage TiAI obtenu par fonderie, fabrication additive ou forgé.

Un système propulsif 1 respectant la formule (1 ) peut comprendre un système propulsif à double corps dont la turbine basse pression 8 comprend au moins trois étages et au plus cinq étages et le compresseur basse pression 4 comprend au moins deux étages et au plus quatre étages. La turbine haute pression 7 peut alors être biétage et le compresseur haute pression 5 peut comprendre au moins huit étages et au plus onze étages.

Afin d’obtenir une vitesse de rotation Ni conforme à la formule (1 ), le rapport de réduction du mécanisme de réduction 19 est supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11. Dans le cas d’un système propulsif 1 comprenant un rotor de soufflante 9 caréné, le taux de réduction peut être supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 6,0, typiquement autour de 3,0. Dans le cas d’un système propulsif 1 comprenant un rotor de soufflante non caréné, le taux de réduction peut être compris entre 9,0 et 11 ,0.

Le système propulsif 2 présente en outre un taux de compression global, qui correspond au rapport de pression entre la pression en sortie du compresseur haute pression 5 et la pression en entrée du rotor de soufflante 9 (mesurée au niveau du pied du rotor de soufflante 9), peut être supérieur ou égal à 40 et inférieur ou égal à 70, de préférence supérieur ou égal à 44 et inférieur ou égal à 55.

Afin d’optimiser les performances du système propulsif 1 en termes de consommation spécifique, de masse et de trainée, tout en garantissant la possibilité d’intégrer le système propulsif 1 dans un aéronef 100, la densité de poussée par aube 14 du rotor de soufflante 9 est supérieure ou égale à 5,0 x 10 ⁴ et inférieure ou égale à 17,0 x 10 ⁴ N/m ² où la densité de poussée par aube 14 est définie par la formule suivante : 100 et où : FN est la poussée générée par le rotor de soufflante 9 et est exprimée en Newton (N) ; n est le nombre d’aubes 14 dans le rotor de soufflante 9 ; et D est le diamètre du rotor de soufflante 9, mesuré dans un plan normal à l’axe X de rotation au niveau d’une intersection entre un sommet 21 et un bord d’attaque 22 des aubes 14 du rotor de soufflante 9, et est exprimé en mètres (m). A noter que les figures 1 et 2 étant des vues partielles, le diamètre D n’est que partiellement visible.

Lorsque le système propulsif 1 comprend une soufflante carénée, la densité de poussée par aube du rotor de soufflante 9 est de préférence supérieure ou égale à 14,0 x 10 ⁴ N/m ² et inférieure ou égale à 17,0 x 10 ⁴ N/m ² . Lorsque le système propulsif 1 comprend une soufflante non carénée, la densité de poussée par aube du rotor de soufflante 9 est de préférence supérieure ou égale à 5,0 x 10 ⁴ N/m ² et inférieure ou égale à 10,0 x 10 ⁴ N/m ² .

En effet, la Déposante s’est aperçue du fait que, lorsque la densité de poussée est inférieure à 5,0 x 10 ⁴ N/m ² , il était difficile d’intégrer le système propulsif 1 car celui-ci était trop volumineux, présentait une masse trop importante et générait une trainée excessive. Par ailleurs, lorsque la densité de poussée est supérieure à 17,0 x 10 ⁴ N/m ² , les performances du système propulsif 1 en termes de consommation spécifique sont dégradées. Le dimensionnement du système propulsif 1 de sorte que la densité de poussée par aube 14 du rotor de soufflante 9 est comprise entre 14,0 x 10 ⁴ et 17,0 x 10 ⁴ N/m ² dans le cas d’une soufflante carénée et entre 5,0 x 10 ⁴ et 10,0 x 10 ⁴ N/m ² dans le cas d’une soufflante non carénée permet donc d’obtenir un compromis entre l’intégration et les performances du système propulsif 1 lorsque le système propulsif 1 comprend un mécanisme de réduction 19 et présente un taux de dilution élevé. Un tel intervalle de densité de poussée par aube 14 est en outre compatible avec un rapport de pression de soufflante inférieur à 1 ,45, ce qui permet d’optimiser le rendement propulsif du système propulsif 1.

A titre d’exemple, un système propulsif 1 conforme à l’invention comprenant un rotor de soufflante caréné et dont la densité de poussée par aube de soufflante 14 est égale à 15 x 10 ⁴ N/m ² a une consommation spécifique inférieure de 5 % par rapport au même système propulsif dont la densité de poussée par aube de soufflante est égale à 21 x 10 ⁴ N/m ² . La densité de poussée par aube du système propulsif 1 est influencée au premier ordre par le diamètre D du rotor de soufflante et le taux de pression de la section de soufflante 2. Le taux de dilution (à diamètre D défini), le taux de compression global et le nombre d’étages dans les sections de compression et de turbine n’ont généralement pas voire peu d’impact sur la densité de poussée par aube 14.

Ainsi, le dimensionnement et la fabrication du système propulsif 1 comprenant une soufflante carénée de sorte à obtenir une densité de poussée par aube 14 comprise entre 14,0 x 10 ⁴ N/m ² et 17,0 x 10 ⁴ N/m ² peut être réalisé en fixant tout d’abord la poussée (FN) que l’on souhaite générer avec la section de soufflante 2 et en modifiant le diamètre (D) du rotor de soufflante (et donc le taux de pression de la section de soufflante 2). Par rapport à un système propulsif avec mécanisme de réduction conventionnel, le diamètre D peut par exemple être augmenté et le taux de pression de soufflante 2 peut être réduit. Le nombre d’aubes 14 de soufflante (n) et la vitesse de rotation du rotor de soufflante 9 peuvent par ailleurs être adaptés afin de respecter des exigences de performance, d’acoustique et d’intégration. En fonction des caractéristiques aérodynamiques de la section de soufflante 2, le système propulsif 1 peut être modifié de sorte à intégrer un mécanisme de changement de pas 15, 15a permettant d’adapter le calage des aubes 14 du rotor 9 (et éventuellement des aubes 16 du stator 17) de la section de soufflante 2. Enfin, le cycle thermodynamique est adapté aux différents paramètres ainsi dimensionnés (diamètre de soufflante, nombre d’aubes, taux de pression de la section de soufflante 2, etc.) du système propulsif 1 : en particulier le débit du générateur de gaz peut être réduit et le taux de réduction du mécanisme de réduction 19 peut être augmenté.

Dans le cas d’une soufflante non carénée, le dimensionnement et la fabrication du système propulsif 1 de sorte à obtenir une densité de poussée par aube 14 comprise entre 5,00 x 10 ⁴ N/m ² et 10,0 x 10 ⁴ N/m ² peut être réalisé en fixant tout d’abord la poussée (FN) que l’on souhaite générer avec la section de soufflante 2 et en modifiant le diamètre (D) du rotor de soufflante (et donc le taux de pression de la section de soufflante 2) de manière à obtenir une telle poussée. Par rapport à un système propulsif avec soufflante non carénée et mécanisme de réduction conventionnels, le diamètre D peut par exemple être légèrement réduit pour permettre l’intégration du système propulsif sous aile, et le taux de pression de soufflante 2 peut être adapté en fonction afin d’obtenir la poussée recherchée. De manière analogue au système propulsif caréné, le nombre d’aubes 14 de soufflante (n) et la vitesse de rotation du rotor de soufflante 9 peuvent alors être adaptés afin de respecter des exigences de performance, d’acoustique et d’intégration. En fonction des caractéristiques aérodynamiques de la section de soufflante 2, le système propulsif 1 peut être modifié de sorte à intégrer un mécanisme de changement de pas 15, 15a permettant d’adapter le calage des aubes 14 du rotor 9 (et éventuellement des aubes 16 du stator 17) de la section de soufflante 2. Par ailleurs, selon le bilan de performance intégrée (bilan consommation de carburant du système propulsif 1 intégré dans l’aéronef (masse, consommation spécifique, traînée)) et les contraintes avion (en termes d’intégration et de contrainte de programme), la section de soufflante 2 peut comprendre un unique rotor de soufflante 9 ou deux rotors de soufflante 9 contrarotatifs. Enfin, le cycle thermodynamique est adapté aux différents paramètres ainsi dimensionnés (diamètre de soufflante, nombre d’aubes, taux de pression de la section de soufflante 2, taux de compression global, etc.) du système propulsif 1 : en particulier le débit du générateur de gaz peut être réduit et le taux de réduction du mécanisme de réduction 19 peut être augmenté.

Pour des densités de poussée par aube 14 comprises entre 5,0 x 10 ⁴ et 17,0 x 10 ⁴ N/m ² , le diamètre D du rotor de soufflante peut alors être compris entre 80 pouces (203,2 cm) et 185 pouces (469,9 cm) inclus. Lorsque le rotor de soufflante 9 est caréné, le diamètre D est de préférence compris entre 85 pouces (215,9 cm) et 120 pouces (304,8 cm) inclus, par exemple de l’ordre de 90 pouces (228,6 cm), ce qui permet d’intégration le système propulsif 1 de manière conventionnelle, en particulier sous l’aile d’un aéronef. Lorsque le rotor de soufflante 9 est non caréné, le diamètre D est de préférence supérieur ou égal à 100 pouces (254 cm), par exemple entre 120 pouces (304,8 cm) et 156 pouces (396,2 cm).

Le rotor de soufflante 9 comprend par ailleurs au moins douze aubes 14 et au plus vingt-quatre aubes 14, de préférence au moins seize aubes 14 et au plus vingt-deux aubes 14. Le nombre d’aubes 16 dans le stator de soufflante 17 dépend des critères acoustiques définis pour le système propulsif 1 et est au moins égal au nombre d’aubes 14. Afin d’améliorer encore le rendement propulsif du système propulsif 1 , la densité de puissance par aube 14 du rotor de soufflante 9 est supérieure ou égale à 3,65 x 10 ⁶ et inférieure ou égale à 22,0 x 10 ⁶ W/m ² , où la densité de puissance par aube 14 du rotor de soufflante 9 est définie par la formule suivante : 100 où la puissance de la soufflante correspond à la puissance du rotor de soufflante 9 et est exprimée en Watts (W).

Dans le cas d’un système propulsif 1 comprenant une section de soufflante 2 carénée, la densité de puissance par aube de soufflante est de préférence supérieure ou égale à 16,0 x 10 ⁶ et inférieure ou égale à 22,0 x 10 ⁶ W/m ² ,

Dans le cas d’un système propulsif 1 comprenant une section de soufflante 2 non carénée, la densité de puissance par aube de soufflante est de préférence supérieure ou égale à 3,65 x 10 ⁶ et inférieure ou égale à 7,50 x 10 ⁶ W/m ² ,

Le rotor de soufflante 9 présente par ailleurs un rapport moyeu-tête compris entre 0,22 et 0,32. Dans le cas d’un rotor de soufflante à calage fixe, le rapport moyeu-tête peut être compris entre 0,24 et 0,32. Dans le cas d’un rotor de soufflante à calage variable, le rapport moyeu-tête est de préférence compris entre 0,26 et 0,32 afin de permettre l’intégration du mécanisme de changement de pas 15. Le rapport moyeu-tête correspond au rapport entre le rayon interne Ri et le rayon externe R _e du rotor de soufflante 9. Le rayon interne Ri correspond à la distance entre l’axe de rotation X et le point d’intersection entre le bord d’attaque 22 et la surface qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement en entrée du rotor de soufflante 9 (et correspond au point de raccordement du bord d’attaque 22 avec la surface aérodynamique d’une plateforme du rotor de soufflante 9). Le rayon externe R _e correspond à la distance entre l’axe de rotation X et le point d’intersection entre le bord d’attaque 22 et le sommet 21 des aubes de soufflante (et correspond à la moitié du diamètre D de soufflante). Plus le rapport moyeu-tête est faible, plus le rotor de soufflante 9 est performant. Toutefois, la diminution du rapport moyeu-tête du rotor de soufflante 9 implique une augmentation de la charge mécanique du moyeu 13 du rotor de soufflante 9. Le dimensionnement du rotor de soufflante 9 de sorte que son rapport moyeu-tête est compris entre 0,22 et 0,32 permet en particulier d’obtenir une densité de poussée et une densité de puissance par aube 14 dans les intervalles définis plus haut.

(a) Systèmes propulsifs avec soufflante carénée :

Le moteur 1 est un système propulsif double corps correspondant au standard technique actuel (à la date de dépôt de la présente demande) que l’on cherche à améliorer qui comprend une section de soufflante carénée.

Le moteur 2 est un système propulsif double corps conforme à l’enseignement de la présente demande qui comprend une soufflante carénée.

La vitesse limite Ni de l’arbre basse pression du moteur 1 ne respecte pas la formule revendiquée puisqu’elle est inférieure à 9 833 tr/min. A contrario, la vitesse limite Ni de l’arbre basse pression 11 du moteur 2 respecte bien la formule revendiquée. Il ressort que le moteur 2 présente une meilleure consommation spécifique que le moteur 1 , sans pour autant nécessiter d’augmenter significativement la température en entrée de la turbine basse pression. L’efficacité de la section de soufflante 2 a donc été améliorée sans avoir besoin de charger davantage thermiquement la turbine basse pression et sans modifier le nombre d’étages dans le compresseur basse pression.

De même, la densité de poussée par aube de soufflante du moteur 1 est supérieure à 1 ,70 x 10 ⁵ N/m ² tandis que le moteur 2 présente une densité de poussée par aube de soufflante comprise entre 1 ,40 et 1 ,70 x 10 ⁵ N/m ² . Le moteur 2 présente en conséquence une consommation spécifique plus faible que le moteur 1.

Pour passer du moteur 1 (de référence) au moteur 2 (conforme à la divulgation), le taux de compression global a été augmenté ainsi que la température en entrée de la turbine haute pression 7, ce qui a permis d’augmenter le rendement thermique du système propulsif 1. De plus, le diamètre D de la soufflante et le taux de dilution BPR ont été augmentés, ce qui a permis d’améliorer le rendement propulsif et de conserver une poussée comparable compte-tenu de la baisse du rapport de pression de la soufflante 2. Enfin, dans la mesure où la température de la turbine basse pression 8 a été maintenue stable, il a été possible d’augmenter son chargement mécanique (Ni ² S) et donc de réduire son nombre d’étages. (b) Systèmes propulsifs avec soufflante non carénée :

Le moteur 3 est un système propulsif double corps correspondant au standard technique actuel (à la date de dépôt de la présente demande) que l’on cherche à améliorer qui comprend une section de soufflante non carénée. Le moteur 4 est un système propulsif double corps conforme à l’enseignement de la présente demande qui comprend une section de soufflante non carénée.

La vitesse limite Ni de l’arbre basse pression du moteur 3 ne respecte pas la formule revendiquée puisqu’elle est inférieure à 11 453,73 tr/min. A contrario, la vitesse limite Ni de l’arbre basse pression 11 du moteur 4 respecte bien la formule revendiquée. Il ressort que le moteur 4 présente une meilleure compacité que le moteur 3, sans pour autant nécessiter d’augmenter la température en entrée de la turbine basse pression.

De même, la densité de poussée par aube de soufflante du moteur 3 est inférieure à 5,0 x 10 ⁴ N/m ² tandis que le moteur 4 présente une densité de poussée par aube de soufflante comprise entre 5,0 et 10,0 x 10 ⁴ N/m ² . Le moteur 4 présente en conséquence une plus grande compacité que le moteur 3.

Pour passer du moteur 3 (de référence) au moteur 4 (conforme à la divulgation), le taux de compression global a été augmenté ainsi que la température en entrée de la turbine haute pression 7, ce qui a permis d’augmenter le rendement thermique du système propulsif 1. Le diamètre D de la soufflante et le taux de dilution BPR ont été réduits, ce qui a permis d’améliorer l’intégration du moteur 2. Le taux de compression de la soufflante du moteur 2 a en revanche été légèrement augmenté (tout en restant inférieur à 1 ,45) pour conserver une poussée équivalente. Enfin, dans la mesure où la température de la turbine basse pression 8 a été maintenue stable, il a été possible d’augmenter son chargement mécanique (Ni ² S) et donc de réduire son nombre d’étages. Dans la mesure où la section de soufflante représente l’essentiel de la masse d’un système propulsif 1 non caréné, sa plus grande compacité permet une réduction de masse et une installation plus facile sur aéronef. Ces éléments permettent à l’aéronef comprenant un moteur 4 d’avoir une consommation de carburant plus faible.