DOMAINE TECHNIQUE GENERAL La présente invention concerne des turbomachines de type rotor ouvert contrarotatif.

ETAT DE L'ART Les moteurs à soufflantes « non carénées » (ou turbopropulseurs de type « Propfan » ou « Open rotor ») sont un type de turbomachine dont la soufflante est fixée en dehors du carter moteur, contrairement aux turboréacteurs classiques (de type « Turbofan ») dans lesquels la soufflante est carénée.

On connaît notamment le « Contra-Rotating Open Rotor » (CROR, rotor ouvert contrarotatif), représenté par la figure 1 , qui est équipé de deux hélices tournant dans des sens opposés. Il présente un grand intérêt de par son rendement propulsif particulièrement élevé.

Le but de ce type de moteur est ainsi de garder la vitesse et les performances d'un turboréacteur en conservant une consommation de carburant similaire à celle d'un turbopropulseur. Le fait que la soufflante ne soit plus carénée permet en effet d'augmenter le diamètre et le débit d'air utile à la poussée.

Toutefois, comme on le voit sur cette figure, l'absence de carénage entraîne des problèmes de certification, notamment acoustique. En effet, le bruit généré par les hélices d'open rotor se propage en champ libre. De plus, les sources de bruit sont nombreuses sur ce type d'architecture. Aux points de certification acoustique, il est connu qu'une des principales sources de bruit provient des structures tourbillonnaires issues des pales de l'hélice amont et venant impacter les pales de l'hélice aval. Les normes actuelles imposent un seuil maximum de bruit en zones proche sol, c'est-à- dire lors du décollage et de l'approche. Ces normes sont de plus en plus contraignantes avec le temps et il est important d'anticiper cette sévérisation pour que les moteurs les atteignent le jour de leur entrée en service.

Deux approches différentes existent pour réduire ce bruit d'interaction :

- le « clipping » : l'hélice aval est de diamètre inférieur à l'hélice amont de façon à ce que les tourbillons d'extrémité émis par cette dernière passent au-dessus de la première, de sorte à éviter l'impact générateur de bruit. Cette option nécessite cependant de redessiner les pales de l'hélice aval en allongeant les cordes de façon à assurer une traction suffisante. De plus, le clipping ne permet pas d'éviter l'impact des structures tourbillonnaires quand l'avion est en incidence ;

- modifier la géométrie des pales de l'hélice amont de sorte à réduire l'intensité des structures tourbillonnaires émises par la pale amont, et leur répartition dans le sillage. Cela permet que les fluctuations de charges instationnaires sur l'hélice aval soient de plus faible amplitude. On citera par exemple les demandes de brevet FR2980818 et FR2999151 . Cette option s'avère toutefois complexe, et nécessite de diminuer la charge de l'hélice amont et sa traction.

Une deuxième source de bruit existe dans le cas d'un open rotor de type « puller » tel que représenté sur la figure 1 . Dans le cas d'un open rotor de type « puller », les hélices 10, 1 1 sont situées en amont d'une entrée d'air d'un générateur de gaz. On constate que la présence de l'entrée de l'air génère des remontées de champ potentielles, en d'autres termes de la distorsion ou hétérogénéité, dans le champ traversé par les hélices.

Il serait donc souhaitable de trouver une architecture simple et efficace d'hélice non carénée qui s'affranchisse des limitations précédentes, et permette une amélioration sensible et constante des performances aéroacoustiques du moteur sans pertes de traction. PRESENTATION DE L'INVENTION

La présente invention propose une turbomachine comprenant au moins deux hélices non carénées contrarotatives et présentant des pales s'étendant radialement, dont une hélice amont et une hélice aval, caractérisé en ce que :

- l'hélice amont présente un diamètre inférieur à l'hélice aval ; et

- l'hélice amont présente une vitesse de rotation supérieure à l'hélice aval.

Selon d'autres caractéristiques avantageuses et non limitatives :

• la distance minimale entre un bord de fuite d'une pale de l'hélice amont et un bord d'attaque d'une pale de l'hélice aval est inférieure à deux fois le diamètre de l'hélice amont ;

• la turbomachine comprend un générateur de gaz présentant une entrée d'air en aval de l'hélice aval ;

• laquelle la distance moyenne sur une étendue radiale de l'entrée d'air entre un bord de fuite d'une pale de l'hélice aval et ladite entrée d'air est inférieure à six fois une corde moyenne de l'hélice aval sur ladite étendue radiale de l'entrée d'air ;

• ledit ensemble primaire est non-axisymétrique par rapport à un axe de rotation des hélices ;

• le produit du diamètre et de la vitesse de rotation de l'hélice amont est sensiblement égal au produit du diamètre et de la vitesse de rotation de l'hélice aval ;

• l'hélice aval présente un diamètre d'au moins 1 ,2 fois le diamètre de l'hélice amont. PRESENTATION DES FIGURES

D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre d'un mode de réalisation préférentiel. Cette description sera donnée en référence aux dessins annexés dans lesquels :

- la figure 1 précédemment décrite représente un exemple de rotor ouvert contra-rotatif ;

- la figure 2 représente un mode de réalisation préféré d'une turbomachine selon l'invention.

DESCRIPTION DETAILLEE

Open rotor

En référence à la figure 1 , est proposée une turbomachine 1 comprenant au moins deux hélices 10, 1 1 non-carénées, dont une hélice amont 10 et une hélice aval 1 1 , selon le sens d'écoulement de fluide. On comprendra que d'autres hélices peuvent être disposées en aval des premières.

Cette turbomachine 1 est préférentiellement de type « open-rotor », et comprend ainsi un ensemble primaire 4, ou générateur de gaz 4. Le générateur de gaz 4 réalise la compression d'air passant dans une entrée 3, la combustion de carburant de sorte à chauffer l'air compressé, puis sa détente. Le générateur de gaz 4 comprend une turbine entraînant en rotation les hélices 10, 1 1 , lesquelles sont contrarotatives, c'est-à-dire que l'hélice amont 10 présente un sens de rotation inverse de l'hélice aval 1 1 . L'ensemble primaire 4 est disposé dans une nacelle 2 formant un carter. Un pylône 5 permet le montage de la turbomachine 1 par exemple sur une aile d'aéronef, ou encore sur le fuselage d'un aéronef, de sorte à lui transmettre la poussée générée par la rotation des hélices 10, 1 1 . Le pylône 5 tel que représenté sur la figure 1 est situé de manière latérale, ou sensiblement horizontale, par rapport à la turbomachine, il est donc préférentiellement relié au fuselage de l'aéronef. Un pylône radial par rapport à la turbomachine 1 est préférentiellement relié à une aile de l'aéronef.

La turbomachine est comme expliqué avantageusement un open- rotor « puller », c'est-à-dire que les hélices 10, 1 1 sont en amont du générateur de gaz 4 et viennent « tirer » la turbomachine 1 , plutôt que « pusher », c'est-à-dire que les hélices 10, 1 1 sont en aval du générateur de gaz 4 et viennent « pousser » la turbomachine 1 . Il est à noter qu'on peut considérer des configurations d'open-rotor « pusher » dans lesquelles l'entrée d'air 3 se trouve en amont du doublet d'hélice 10, 1 1 , voire entre les deux hélices 10, 1 1 .

Dans la configuration open rotor « puller », le générateur de gaz 4 présente soit une configuration axisymétrique avec une entrée d'air 3 annulaire autour du carter en aval de l'hélice aval, soit comme l'on voit sur les figures une disposition non-axisymétrique et ainsi s'étendre sur seulement une portion de la circonférence de la nacelle 2. Une telle configuration non-axisymétrique est préférée, car elle permet d'éviter au pylône 5 de devoir traverser l'ensemble primaire 4.

Dans toutes les configurations, chaque hélice 10, 1 1 présente une pluralité de pales 20, 21 s'étendant sensiblement radialement depuis le carter central . Les hélices 10, 1 1 définissent autour du carter central une soufflante non-carénée de la turbomachine 1 , i.e. un ensemble secondaire par analogie avec les turbomachines carénées à double flux (et par opposition avec l'ensemble primaire 4). Chaque pale 20, 21 présente un bord d'attaque et un bord de fuite.

Configuration d'hélices

De façon connue, les pales 2 des hélices 10, 1 1 sont de même longueur. En d'autres termes, le « rayon » (i.e. la distance à l'axe de rotation de l'hélice 10, 1 1 ) de l'extrémité de toutes les pales 2 est constant. La présente turbomachine se distingue de l'art antérieur en deux points.

Tout d'abord elle présente un clipping « inversé », c'est-à-dire que l'hélice aval 1 1 est de diamètre supérieur à l'hélice amont 10. Cela peut sembler paradoxal car les tourbillons d'extrémité émis par l'hélice amont 10 vont directement impacter l'hélice aval 1 1 .

Et ensuite la vitesse de rotation des hélices 10, 1 1 est choisie différente. En particulier, l'hélice amont 10 (la petite) présente une vitesse de rotation supérieure à l'hélice aval 1 1 (la grande).

En résumé, à hélice amont fixée, il est proposé d'allonger l'hélice aval 1 1 tout en réduisant sa vitesse de rotation. En particulier, cet allongement est avantageusement au moins de 20% (i.e. l'hélice aval 1 1 présente avantageusement un diamètre d'au moins 1 ,2 fois le diamètre de l'hélice amont 10).

Cela permet de garder la vitesse de l'extrémité d'une pale 21 (vitesse de translation circulaire) de l'hélice aval 1 1 sensiblement constante. En particulier, de façon avantageuse, le produit du diamètre et de la vitesse de rotation de l'hélice amont 10 est inférieur, et encore plus avantageusement sensiblement égal, au produit du diamètre et de la vitesse de rotation de l'hélice aval 1 1 . D'où une traction toujours aussi efficace sans créer de déséquilibre entre les hélices 10, 1 1 , tout en ayant en pratique la réduction de l'intensité acoustique pour trois raisons :

- La vitesse de translation circulaire du profil au niveau de la zone d'impact du tourbillon est réduite puisque la vitesse de rotation de l'hélice aval 1 1 est réduite, ce qui implique la réduction de l'intensité de l'interaction acoustique. On définit le profil comme une section de la pale à une hauteur donnée par rapport à l'axe de la turbomachine.

- Avec une augmentation de diamètre de l'hélice aval 1 1 , le tourbillon vient impacter une pale 21 de l'hélice aval 1 1 à un endroit où la corde (on définit la corde comme la distance entre le bord d'attaque et le bord de fuite à un rayon donné) est plus importante, puisque les pales 21 présentent un « ventre » en partie médiane. On s'affranchit ainsi des effets de bord qui peuvent apparaître lorsque le tourbillon influe sur la tête de pale, là où la corde est la plus petite. On définit la corde comme une distance entre le bord d'attaque et le bord de fuite à un rayon donné).

- La concentration de charge aérodynamique (bruit de charge) est réduite par l'augmentation de la surface de la pale 21 d'hélice aval 1 1 . En plus d'avoir un effet direct sur la réduction du bruit propre, cette diminution de charge locale permet de réduire l'interaction avec la distorsion due à la présence de l'entrée d'air 3, car la fluctuation instationnaire est elle-même diminuée, ce d'autant plus que sur l'étendue de l'entrée d'air 3 la vitesse de translation circulaire est réduite.

Cas de mise en œuvre de la présente géométrie

En référence à la figure 2, si on appelle :

- D1 et D2 respectivement les diamètres des hélices amont 10 et aval 1 1 ;

- L1 la distance minimum entre le bord de fuite d'une pale 20 de l'hélice amont 10 et le bord d'attaque d'une pale 21 de l'hélice aval

1 1 ,

- L2 la distance moyenne sur une étendue radiale de l'entrée d'air 3 entre le bord de fuite d'une pale 21 de l'hélice aval 1 1 et le plan de l'entrée d'air 3 (dans la configuration open rotor « puller ») ;

- C2 la corde moyenne sur ladite étendue radiale de l'entrée d'air 3 de l'hélice aval 1 1 ;

La distance moyenne sur une étendue radiale de l'entrée d'air est définie par intégration de la distance entre un rayon minimum REAmin et un rayon maximum REAmax de l'entrée d'air 3. De la même manière, la corde moyenne sur l'étendue radiale de l'entrée d'air 3 est définie par intégration de la distance entre un rayon minimum REAmin et un rayon maximum REAmax de l'entrée d'air 3. Alors on constate que l'interaction tourbillonnaire devient critique si L1 /D1 < a, avec a un paramètre fonction de la configuration de la turbomachine 1 . En effet si L1 est très faible devant D1 alors on aura un impact fort (beaucoup d'énergie). De la même façon, dans la configuration open rotor « puller », l'interaction avec l'entrée d'air 3 devient critique si L2/C2< β, avec également β un paramètre fonction de la configuration de la turbomachine 1 . Si ces inégalités ne sont pas vérifiées, les interactions acoustiques apparaissent négligeables.

Ainsi, même si elle souhaitable sur n'importe quel open-rotor, les inventeurs ont constaté que la présente géométrie, c'est çà dire D1 /D2 < 1 et RPM2/RPM1 < 1 , ou encore D2 > D1 x RPM1/RPM2, avec RPM1 et RPM2 respectivement les vitesses de rotation de l'hélice amont 10 et de l'hélice aval 1 , prend tout son intérêt lorsque les deux inégalités précédentes sont vérifiées avec a=2 et β=6.

En d'autres termes de façon préférée, la distance minimale entre un bord de fuite d'une pale 20 de l'hélice amont 10 et un bord d'attaque d'une pale 21 de l'hélice aval 1 1 est inférieure à deux fois le diamètre de l'hélice amont 10 ; et/ou, dans le cas de la configuration open rotor « puller », la distance moyenne sur une étendue radiale de l'entrée d'air 3 entre un bord de fuite d'une pale 21 de l'hélice aval 10 et ladite entrée d'air 3 est inférieure à six fois une corde moyenne de l'hélice aval 1 1 sur ladite étendue radiale de l'entrée d'air 3.