FR3147557A1 - Propulsion assembly for the rear of an aircraft fuselage - Google Patents
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Abstract
Ensemble propulsif pour un arrière de fuselage d’un aéronef, comprenant : - une turbomachine (2) à double flux présentant un axe principal (X), la turbomachine comprenant un corps haute pression et un corps basse pression comprenant un arbre basse pression (11) monté mobile en rotation autour de l’axe principal, - une nacelle recevant la turbomachine (2), - un mât (14) de support de la turbomachine fixé à la turbomachine d’une part et destiné à être fixé à l’arrière de fuselage d’autre part, et - une machine électrique (15) comprenant au moins un stator (22) solidaire de la turbomachine, disposé extérieurement à la nacelle, d’un côté opposé au mât relativement à l’axe principal, et au moins un rotor (23) entraîné en rotation par l’arbre basse pression autour d’un axe de rotation (X’) formant un angle (β) inférieur ou égal à 15° avec l’axe principal (X). Figure à publier avec l’abrégé : 3 Propulsion assembly for a rear fuselage of an aircraft, comprising: - a turbomachine (2) with a double flow having a main axis (X), the turbomachine comprising a high-pressure body and a low-pressure body comprising a low-pressure shaft (11) mounted mobile in rotation about the main axis, - a nacelle receiving the turbomachine (2), - a mast (14) for supporting the turbomachine fixed to the turbomachine on the one hand and intended to be fixed to the rear fuselage on the other hand, and - an electric machine (15) comprising at least one stator (22) integral with the turbomachine, arranged externally to the nacelle, on a side opposite the mast relative to the main axis, and at least one rotor (23) driven in rotation by the low-pressure shaft about an axis of rotation (X') forming an angle (β) less than or equal to 15° with the main axis (X). Figure to be published with the abstract: 3
Description
L’invention concerne un ensemble propulsif pour arrière de fuselage d’aéronef comprenant une machine électrique.The invention relates to a propulsion assembly for the rear of an aircraft fuselage comprising an electric machine.
La
L’ensemble propulsif 1 peut être configuré pour une installation en arrière de fuselage, c’est-à-dire qu’il est raccordé à l’arrière du fuselage d’un aéronef par un mât transversal, ou pylône, qui porte la turbomachine et la nacelle et intègre les connexions électriques et fluidiques.The propulsion unit 1 can be configured for installation at the rear of the fuselage, that is to say that it is connected to the rear of the fuselage of an aircraft by a transverse mast, or pylon, which carries the turbomachine and the nacelle and integrates the electrical and fluid connections.
Un aéronef peut comprendre deux tels ensembles propulsifs, situées de part et d’autre de l’arrière du fuselage. Une telle configuration est généralement préférée pour les aéronefs de petite taille, destinés à l’aviation d’affaire.An aircraft may comprise two such propulsion units, located on either side of the rear of the fuselage. Such a configuration is generally preferred for small aircraft intended for business aviation.
La turbomachine 2 s’étend selon un axe principal X et comprend, de manière connue, d’amont en aval, une soufflante 4, un compresseur basse pression 5, un compresseur haute pression 6, une chambre de combustion 7, une turbine haute pression 8 et une turbine basse pression 9.The turbomachine 2 extends along a main axis X and comprises, in a known manner, from upstream to downstream, a fan 4, a low pressure compressor 5, a high pressure compressor 6, a combustion chamber 7, a high pressure turbine 8 and a low pressure turbine 9.
Le compresseur haute pression 6 et la turbine haute pression 8 sont reliés entre eux par un arbre haute pression 10 et forment, avec la chambre de combustion 7, un corps haute pression.The high-pressure compressor 6 and the high-pressure turbine 8 are connected to each other by a high-pressure shaft 10 and form, with the combustion chamber 7, a high-pressure body.
La soufflante 4, le compresseur basse pression 5 et la turbine basse pression 8 sont reliés entre eux par un arbre basse pression 11 coaxial avec l’arbre haute pression 10, et forment ensemble un corps basse pression.The blower 4, the low pressure compressor 5 and the low pressure turbine 8 are connected to each other by a low pressure shaft 11 coaxial with the high pressure shaft 10, and together form a low pressure body.
Les compresseurs basse et haute pression 5, 6 la chambre de combustion 7 et les turbines haute et basse pression 8, 9 sont situées dans une veine primaire 12, ou veine interne. Une veine secondaire 13, ou veine externe, s’étend autour de la veine primaire 12, en aval de la soufflante 4, à l’intérieur de la nacelle 3.The low and high pressure compressors 5, 6, the combustion chamber 7 and the high and low pressure turbines 8, 9 are located in a primary vein 12, or internal vein. A secondary vein 13, or external vein, extends around the primary vein 12, downstream of the fan 4, inside the nacelle 3.
Les termes axial, radial et circonférentiel sont définis par rapport à l’axe principal X de la turbomachine 2. Les termes amont et aval sont définis par rapport au sens de circulation des gaz au sein de la turbomachine 2.The axial, radial and circumferential terms are defined relative to the main axis X of the turbomachine 2. The upstream and downstream terms are defined relative to the direction of gas flow within the turbomachine 2.
Afin de pouvoir être fixée indifféremment d’un côté ou de l’autre de l’arrière du fuselage, une turbomachine d’arrière de fuselage comprend de manière standard des organes de fixation au mât de deux côtés opposés de la turbomachine 2.In order to be able to be fixed indifferently on one side or the other of the rear of the fuselage, a rear fuselage turbomachine includes as standard fixing members to the mast on two opposite sides of the turbomachine 2.
Dans le cadre de l’hybridation des moteurs d’aéronefs, qui vise à la fois à améliorer leur opérabilité et à réduire leur impact environnemental, il est souhaitable d’installer sur les aéronefs des machines électriques couplées mécaniquement aux turbomachines, notamment à l’arbre basse pression qui est couplé en rotation avec la soufflante.As part of the hybridization of aircraft engines, which aims to both improve their operability and reduce their environmental impact, it is desirable to install on aircraft electrical machines mechanically coupled to the turbomachines, in particular to the low pressure shaft which is coupled in rotation with the fan.
Ces machines électriques sont adaptées pour fonctionner comme générateur électrique pendant les phases où la poussée requise est faible, permettant de rediriger les surplus d’énergie pour une utilisation par des fonctions secondaires ou pour un stockage sur des batteries embarquées. Les machines électriques sont également adaptées pour fournir en mode moteur électrique un surplus d’énergie mécanique à la turbomachine pendant un temps relativement court, par exemple quand un supplément de poussée est particulièrement bénéfique comme au décollage de l’aéronef.These electric machines are suitable for operating as an electric generator during phases where the required thrust is low, allowing surplus energy to be redirected for use by secondary functions or for storage in on-board batteries. The electric machines are also suitable for providing surplus mechanical energy to the turbomachine in electric motor mode for a relatively short time, for example when additional thrust is particularly beneficial, such as during aircraft takeoff.
Cependant, l’intégration d’une machine électrique et des raccords mécaniques avec l’arbre basse pression dans l’espace confiné d’une turbomachine et de la nacelle la recevant est particulièrement complexe. Ce problème est encore plus prononcé pour des moteurs de petite dimension, comme les moteurs d’arrière de fuselage destinés à des aéronefs de petite taille. Enfin, il est souhaitable de réduire autant que possible le nombre de modifications à apporter à la turbomachine, afin d’éviter des coûts de conception importants et d’éventuelles pertes d’efficacité de la turbomachine.However, the integration of an electric machine and mechanical connections with the low-pressure shaft in the confined space of a turbomachine and the nacelle receiving it is particularly complex. This problem is even more pronounced for small engines, such as rear fuselage engines intended for small aircraft. Finally, it is desirable to reduce as much as possible the number of modifications to be made to the turbomachine, in order to avoid significant design costs and possible losses in efficiency of the turbomachine.
L’invention vise à remédier à ces inconvénients, en proposant une méthode d’intégration d’une machine électrique à un ensemble propulsif de dimension réduite nécessitant peu de modifications de l’ensemble propulsif.The invention aims to overcome these drawbacks by proposing a method of integrating an electric machine into a small propulsion unit requiring few modifications to the propulsion unit.
A cet effet, l’invention a pour objet un ensemble propulsif pour un arrière de fuselage d’un aéronef, comprenant :For this purpose, the invention relates to a propulsion assembly for the rear fuselage of an aircraft, comprising:
- une turbomachine à double flux présentant un axe principal, la turbomachine comprenant un corps haute pression et un corps basse pression comprenant un arbre basse pression monté mobile en rotation autour de l’axe principal,- a dual-flow turbomachine having a main axis, the turbomachine comprising a high-pressure body and a low-pressure body comprising a low-pressure shaft mounted so as to rotate about the main axis,
- une nacelle recevant la turbomachine, sensiblement symétrique autour de l’axe principal,- a nacelle receiving the turbomachine, substantially symmetrical around the main axis,
- un mât de support de la turbomachine fixé à la turbomachine d’une part et destiné à être fixé à l’arrière de fuselage d’autre part, et- a turbomachine support mast fixed to the turbomachine on the one hand and intended to be fixed to the rear of the fuselage on the other hand, and
- une machine électrique comprenant au moins un stator solidaire de la turbomachine, disposée extérieurement à la nacelle, d’un côté opposé au mât relativement à l’axe principal, et au moins un rotor entraîné en rotation par l’arbre basse pression autour d’un axe de rotation formant un angle inférieur ou égal à 15° avec l’axe principal.- an electric machine comprising at least one stator integral with the turbomachine, arranged externally to the nacelle, on a side opposite the mast relative to the main axis, and at least one rotor driven in rotation by the low pressure shaft around an axis of rotation forming an angle less than or equal to 15° with the main axis.
Un tel ensemble propulsif permet d’associer une machine électrique à une turbomachine en bénéficiant d’une fixation robuste et d’un encombrement réduit.Such a propulsion unit makes it possible to combine an electric machine with a turbomachine while benefiting from a robust fixing and reduced bulk.
Le rotor peut être entraîné par l’arbre basse pression à travers un arbre transversal s’étendant sensiblement perpendiculairement à l’axe principal et à travers un premier jeu de pignons coniques engrenant l’arbre basse pression et l’arbre transversal et un deuxième jeu de pignons coniques engrenant l’arbre transversal et le rotor.The rotor may be driven by the low pressure shaft through a transverse shaft extending substantially perpendicular to the main axis and through a first set of bevel gears meshing the low pressure shaft and the transverse shaft and a second set of bevel gears meshing the transverse shaft and the rotor.
Une telle caractéristique permet d’associer mécaniquement l’arbre de rotor de la machine électrique et l’arbre basse pression de la turbomachine par un système d’entrainement à double renvoi d’angle, ce qui permet de disposer la machine électrique dans une configuration stable et générant une faible trainée aérodynamique.Such a feature makes it possible to mechanically associate the rotor shaft of the electric machine and the low pressure shaft of the turbomachine by a double angle drive system, which makes it possible to arrange the electric machine in a stable configuration generating low aerodynamic drag.
Le premier jeu de pignon coniques peut être relié à une extrémité aval de l’arbre basse pression.The first set of bevel gears can be connected to a downstream end of the low pressure shaft.
Une telle caractéristique permet de réduire l’encombrement associé à la transmission mécanique dans l’espace encombré de la turbomachine.Such a feature allows to reduce the bulk associated with the mechanical transmission in the cluttered space of the turbomachine.
Au moins l’un parmi le premier jeu de pignons coniques et le deuxième jeu de pignon coniques peut comprendre deux pignons coniques de diamètres différents, de sorte que le rotor de la machine électrique présente un régime supérieur au régime de l’arbre basse pression.At least one of the first set of bevel gears and the second set of bevel gears may comprise two bevel gears of different diameters, such that the rotor of the electric machine has a higher speed than the speed of the low pressure shaft.
Une telle caractéristique permet d’avoir un régime de rotation de la machine électrique plus élevé et donc de réduire le diamètre de la machine électrique pour une même puissance électrique, réduisant ainsi la trainée aérodynamique.Such a feature makes it possible to have a higher rotation speed of the electric machine and therefore to reduce the diameter of the electric machine for the same electric power, thus reducing aerodynamic drag.
L’axe de rotation du rotor de la machine électrique peut être sensiblement parallèle à l’axe principal de la turbomachine.The axis of rotation of the rotor of the electric machine can be substantially parallel to the main axis of the turbomachine.
Une telle caractéristique permet d’améliorer la stabilité de la transmission en ayant deux report d’angles à 90° à chaque fois.Such a feature allows to improve the stability of the transmission by having two 90° angle reports each time.
L’axe de rotation du rotor de la machine électrique peut former un angle inférieur à 90° avec l’arbre transversal.The rotation axis of the rotor of the electric machine can form an angle of less than 90° with the transverse shaft.
Une telle caractéristique permet de disposer la machine électrique au plus près de la surface externe courbe de la nacelle et ainsi de réduire sa trainée aérodynamique et le bras de levier de la suspension.Such a feature allows the electric machine to be placed as close as possible to the curved external surface of the nacelle and thus reduce its aerodynamic drag and the lever arm of the suspension.
La turbomachine peut comprendre des moyens de fixation au mât prévus sur deux côtés opposés de la turbomachine de part et d’autre de l’axe principal, la machine électrique étant fixée à la turbomachine par les moyens de fixation situés du côté opposé aux moyens de fixation de la turbomachine au mât.The turbomachine may comprise means for fixing to the mast provided on two opposite sides of the turbomachine on either side of the main axis, the electric machine being fixed to the turbomachine by the fixing means located on the side opposite the means for fixing the turbomachine to the mast.
Une telle caractéristique permet d’utiliser les moyens de fixation déjà prévus sur la turbomachine et inutilisée, du côté opposé au mât, pour fixer la machine électrique de manière rigide et robuste.Such a feature allows the use of the fixing means already provided on the turbomachine and unused, on the side opposite the mast, to fix the electric machine in a rigid and robust manner.
La machine électrique peut être fixée à la turbomachine par des moyens de fixation qui comprennent un berceau, ledit berceau comprenant un organe de support en U, muni de deux branches entre lesquelles la machine électrique est disposée.The electric machine can be fixed to the turbomachine by fixing means which comprise a cradle, said cradle comprising a U-shaped support member, provided with two branches between which the electric machine is arranged.
Une telle caractéristique permet d’améliorer la stabilité de la machine électrique et ainsi de maintenir la transmission en position malgré les vibrations générées par la turbomachine.Such a feature makes it possible to improve the stability of the electric machine and thus to maintain the transmission in position despite the vibrations generated by the turbomachine.
Les moyens de fixation de la machine électrique à la turbomachine peuvent être rigides.The means of fixing the electric machine to the turbomachine can be rigid.
Une telle caractéristique permet de garder le contact entre les différentes pièces de la transmission même au cours des phases de vibrations importantes ou des chocs.Such a feature allows to maintain contact between the different parts of the transmission even during phases of significant vibrations or shocks.
L’invention concerne également un aéronef comprenant un fuselage et au moins deux ensembles propulsifs comme plus haut, fixés à un arrière dudit fuselage par des mâts sensiblement horizontaux.The invention also relates to an aircraft comprising a fuselage and at least two propulsion units as above, fixed to a rear of said fuselage by substantially horizontal masts.
Un ensemble propulsif 1 selon l’invention est représenté à la
L’ensemble propulsif 1 comprend une turbomachine 2 et une nacelle 3, ainsi qu’un mât 14 de support de la turbomachine 2 et une machine électrique 15 fixée à la turbomachine 2.The propulsion unit 1 comprises a turbomachine 2 and a nacelle 3, as well as a mast 14 for supporting the turbomachine 2 and an electric machine 15 fixed to the turbomachine 2.
La turbomachine 2 est à double flux présentant un axe principal X, et est sensiblement identique à celle de la
La nacelle 3 s’étend de manière sensiblement cylindrique autour de l’axe principal X et reçoit et loge la turbomachine 2 dans son espace interne.The nacelle 3 extends in a substantially cylindrical manner around the main axis X and receives and houses the turbomachine 2 in its internal space.
Le mât 14 s’étend sensiblement perpendiculairement à l’axe principal X de la turbomachine 2.The mast 14 extends substantially perpendicular to the main axis X of the turbomachine 2.
Le mât 14 est fixé à la turbomachine 2 par une première extrémité 16 et à un arrière de fuselage 17 d’un aéronef 18 par sa deuxième extrémité 19.The mast 14 is fixed to the turbomachine 2 by a first end 16 and to a rear fuselage 17 of an aircraft 18 by its second end 19.
L’arrière de fuselage 17 est une partie du fuselage de l’aéronef 18 s’étendant en arrière des ailes, jusqu’à l’extrémité arrière du fuselage.The rear fuselage 17 is a portion of the aircraft fuselage 18 extending behind the wings to the rear end of the fuselage.
La turbomachine 2 comprend des premiers organes de fixation 20 et des deuxièmes organes de fixation 21, disposés diamétralement opposés de part et d’autre de l’axe principal X.The turbomachine 2 comprises first fixing members 20 and second fixing members 21, arranged diametrically opposite on either side of the main axis X.
Les premiers organes de fixation 20 sont fixés à la première extrémité 16 du mat 14, avec des organes de fixation mettant en œuvre une suspension souple. Une telle suspension est adaptée pour amortir les vibrations et réduire leur transmission de la turbomachine 2 au fuselage.The first fixing members 20 are fixed to the first end 16 of the mast 14, with fixing members implementing a flexible suspension. Such a suspension is adapted to dampen vibrations and reduce their transmission from the turbomachine 2 to the fuselage.
La machine électrique 15, représentée plus en détails sur la
Dans le mode de réalisation représenté sur les figures 2 et 3, l’axe de rotation X’ est sensiblement parallèle à l’axe principal X de la turbomachine 2.In the embodiment shown in Figures 2 and 3, the axis of rotation X’ is substantially parallel to the main axis X of the turbomachine 2.
Le stator 22 et le rotor 23 sont disposés dans un carter principal 25 sensiblement cylindrique fixé à la turbomachine 2 par des moyens de suspension 26. La stator 22 est solidaire du carter principal 25, tandis que l’arbre de rotor 24 portant le rotor 23 est monté sur des paliers de rotation solidaires du carter principal 25.The stator 22 and the rotor 23 are arranged in a substantially cylindrical main casing 25 fixed to the turbomachine 2 by suspension means 26. The stator 22 is secured to the main casing 25, while the rotor shaft 24 carrying the rotor 23 is mounted on rotation bearings secured to the main casing 25.
L’ensemble propulsif 1 comprend en outre un arbre transversal 27 s’étendant selon un axe transversal Y et mobile en rotation autour de cet axe transversal Y.The propulsion assembly 1 further comprises a transverse shaft 27 extending along a transverse axis Y and movable in rotation around this transverse axis Y.
L’axe transversal Y s’étend perpendiculairement à l’axe principal X de la turbomachine 2 et peut, comme dans le cas représenté à la
L’arbre transversal 27 est arrangé pour transmettre un couple de rotation entre l’arbre basse pression 11 et l’arbre de rotor 24.The cross shaft 27 is arranged to transmit a rotational torque between the low pressure shaft 11 and the rotor shaft 24.
Pour ce faire, un premier jeu de pignons coniques 28 engrène l’arbre basse pression 11 et l’arbre transversal 27, et un deuxième jeu de pignons coniques engrène l’arbre transversal 27 et l’arbre de rotor 24.To do this, a first set of bevel gears 28 meshes the low pressure shaft 11 and the transverse shaft 27, and a second set of bevel gears meshes the transverse shaft 27 and the rotor shaft 24.
Avantageusement, le premier jeu de pignon coniques est relié mécaniquement à l’arbre basse pression 11 au voisinage d’une extrémité aval 30 de celui-ci.Advantageously, the first set of bevel gears is mechanically connected to the low pressure shaft 11 in the vicinity of a downstream end 30 thereof.
Le deuxième jeu de pignons coniques 29 est disposé dans un carter de transmission 31 solidaire du carter principal 25 et disposé en aval de celui-ci.The second set of bevel gears 29 is arranged in a transmission housing 31 secured to the main housing 25 and arranged downstream of the latter.
Le premier jeu de pignon coniques 28 et le deuxième jeu de pignons coniques 29 peuvent présenter des rapports des rayons entre les deux pignons qui les composent tous deux égaux à 1. Dans ce cas, les vitesses de rotation de l’arbre basse pression 11 et de l’arbre de rotor 24, ou régimes, sont égales.The first set of bevel gears 28 and the second set of bevel gears 29 may have ratios of the radii between the two gears which compose them both equal to 1. In this case, the rotation speeds of the low pressure shaft 11 and the rotor shaft 24, or regimes, are equal.
Alternativement, au moins l’un des jeux de pignons coniques 28, 29 peut présenter un rapport entre les rayons des pignons différent de 1, avec notamment le pignon situé du côté de l’arbre de rotor 24 plus petit que le pignon situé du côté de l’arbre basse pression 11.Alternatively, at least one of the sets of bevel gears 28, 29 may have a ratio between the radii of the gears other than 1, with in particular the gear located on the side of the rotor shaft 24 smaller than the gear located on the side of the low pressure shaft 11.
Le régime de fonctionnement de la machine électrique 15 est alors plus élevé que celui de l’arbre basse pression, ce qui permet de diminuer le diamètre de la machine électrique 15 pour une puissance électrique équivalente, et ainsi de réduire la trainée aérodynamique et la masse suspendue.The operating speed of the electric machine 15 is then higher than that of the low pressure shaft, which makes it possible to reduce the diameter of the electric machine 15 for an equivalent electrical power, and thus to reduce the aerodynamic drag and the suspended mass.
Les moyens de suspension 26 sont adaptés pour fixer la machine électrique 15 à la turbomachine 2 et comprennent par exemple une fixation amont 32 et une fixation aval 33.The suspension means 26 are adapted to fix the electric machine 15 to the turbomachine 2 and comprise for example an upstream fixing 32 and a downstream fixing 33.
Les moyens de suspension 26 sont par exemple solidaires du carter principal 25 à une extrémité à fixés aux deuxièmes organes de fixation 21 de la turbomachine 2, du côté opposé au mât 14 relativement à l’axe principal X.The suspension means 26 are for example integral with the main casing 25 at one end and fixed to the second fixing members 21 of the turbomachine 2, on the side opposite the mast 14 relative to the main axis X.
Les moyens de fixation 26 mettent en œuvre une suspension rigide de la machine électrique 15 à la turbomachine 2, de manière à maintenir l’entrainement mécanique entre l’arbre de rotor 24 et l’arbre basse pression 11.The fixing means 26 implement a rigid suspension of the electric machine 15 to the turbomachine 2, so as to maintain the mechanical drive between the rotor shaft 24 and the low pressure shaft 11.
Les moyens de fixation 26 sont représentés en détail à la
Les moyens de fixation 26 comprennent en outre un berceau 35 comprenant une structure de raccord 36, un organe de support en U 37 et un plot de maintien 38.The fixing means 26 further comprise a cradle 35 comprising a connection structure 36, a U-shaped support member 37 and a holding pad 38.
La structure de raccord 36 est solidaire des fixations amont et aval 32, 33 et porte l’organe de support en U 37 et le plot de maintien 38.The connecting structure 36 is integral with the upstream and downstream fixings 32, 33 and carries the U-shaped support member 37 and the retaining stud 38.
L’organe de support en U 37 comprend une première branche 39 en saillie destinée à s’étendre sous la machine électrique 15, notamment en contact avec le carter principal 25, et une deuxième branche 40 en saillie, destinée à s’étendre au-dessus de la machine électrique 15, notamment en contact avec le carter principal 25.The U-shaped support member 37 comprises a first projecting branch 39 intended to extend under the electric machine 15, in particular in contact with the main casing 25, and a second projecting branch 40, intended to extend above the electric machine 15, in particular in contact with the main casing 25.
Le plot de maintien 38 s’étend en saillie depuis la structure de raccord 36, en amont de l’organe de support en U, en direction de la machine électrique 15, et est destiné à coopérer avec un relief du carter principal 25 afin de bloquer les débattements verticaux de la machine électrique.The retaining stud 38 projects from the connection structure 36, upstream of the U-shaped support member, in the direction of the electric machine 15, and is intended to cooperate with a relief of the main casing 25 in order to block the vertical movements of the electric machine.
Dans un deuxième mode de réalisation représenté schématiquement à la
Notamment, l’axe principal X de la turbomachine 2 et l’axe de rotation X’ de l’arbre de rotor 24 sont coplanaires et forment entre eux un angle β inférieur à 15°.In particular, the main axis X of the turbomachine 2 and the axis of rotation X’ of the rotor shaft 24 are coplanar and form between them an angle β less than 15°.
Un tel mode de réalisation permet de fixer la machine électrique 15 au plus près d’une surface courbe de la nacelle 3, réduisant le moment mécanique et la trainée aérodynamique.Such an embodiment makes it possible to fix the electric machine 15 as close as possible to a curved surface of the nacelle 3, reducing the mechanical moment and the aerodynamic drag.
Dans ce cas, l’axe transversal Y est toujours perpendiculaire à l’axe principal X, mais l’axe transversal Y n’est pas perpendiculaire à l’axe de rotation X’ de l’arbre de rotor 24, avec lequel il forme un angle α strictement inférieur à 90°, et supérieur ou égal à 75°.In this case, the transverse axis Y is always perpendicular to the main axis X, but the transverse axis Y is not perpendicular to the axis of rotation X' of the rotor shaft 24, with which it forms an angle α strictly less than 90°, and greater than or equal to 75°.
La variation d’angle est alors entièrement reprise par le deuxième jeu de pignons coniques 29, qui présentent des angles respectifs adaptés à la valeur de l’angle α.The angle variation is then entirely taken up by the second set of bevel gears 29, which have respective angles adapted to the value of the angle α.
Claims (10)
- une turbomachine (2) à double flux présentant un axe principal (X), la turbomachine (2) comprenant un corps haute pression et un corps basse pression comprenant un arbre basse pression (11) monté mobile en rotation autour de l’axe principal (X),
- une nacelle (3) recevant la turbomachine (2), sensiblement symétrique autour de l’axe principal (X),
- un mât (14) de support de la turbomachine (2) fixé à la turbomachine (2) d’une part et destiné à être fixé à l’arrière de fuselage (17) d’autre part, et
- une machine électrique (15) comprenant au moins un stator (22) solidaire de la turbomachine (2), disposée extérieurement à la nacelle (3), d’un côté opposé au mât (14) relativement à l’axe principal (X), et au moins un rotor (23) entraîné en rotation par l’arbre basse pression (11) autour d’un axe de rotation (X’) formant un angle (β) inférieur ou égal à 15° avec l’axe principal (X).Propulsion assembly (1) for a rear fuselage (17) of an aircraft, comprising:
- a dual-flow turbomachine (2) having a main axis (X), the turbomachine (2) comprising a high-pressure body and a low-pressure body comprising a low-pressure shaft (11) mounted to rotate about the main axis (X),
- a nacelle (3) receiving the turbomachine (2), substantially symmetrical around the main axis (X),
- a mast (14) supporting the turbomachine (2) fixed to the turbomachine (2) on the one hand and intended to be fixed to the rear of the fuselage (17) on the other hand, and
- an electric machine (15) comprising at least one stator (22) integral with the turbomachine (2), arranged externally to the nacelle (3), on a side opposite the mast (14) relative to the main axis (X), and at least one rotor (23) driven in rotation by the low pressure shaft (11) around an axis of rotation (X') forming an angle (β) less than or equal to 15° with the main axis (X).
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR2303355A FR3147557B1 (en) | 2023-04-04 | 2023-04-04 | Propulsion assembly for the rear of an aircraft fuselage |
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| FR2303355 | 2023-04-04 | ||
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| FR3147557B1 FR3147557B1 (en) | 2025-02-28 |
Family
ID=87554314
Family Applications (1)
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| FR2303355A Active FR3147557B1 (en) | 2023-04-04 | 2023-04-04 | Propulsion assembly for the rear of an aircraft fuselage |
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Citations (4)
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|---|---|---|---|---|
| US20120308362A1 (en) * | 2011-05-31 | 2012-12-06 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Dual input drive agb for gas turbine engines |
| US20140360206A1 (en) * | 2013-04-24 | 2014-12-11 | Rolls-Royce Plc | Aircraft powerplant |
| US20210010384A1 (en) * | 2019-07-12 | 2021-01-14 | Rolls-Royce Plc | Gas turbine engine electrical generator |
| US20210404386A1 (en) * | 2020-06-30 | 2021-12-30 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gas turbine engine and aircraft with a gas turbine engine |
-
2023
- 2023-04-04 FR FR2303355A patent/FR3147557B1/en active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20120308362A1 (en) * | 2011-05-31 | 2012-12-06 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Dual input drive agb for gas turbine engines |
| US20140360206A1 (en) * | 2013-04-24 | 2014-12-11 | Rolls-Royce Plc | Aircraft powerplant |
| US20210010384A1 (en) * | 2019-07-12 | 2021-01-14 | Rolls-Royce Plc | Gas turbine engine electrical generator |
| US20210404386A1 (en) * | 2020-06-30 | 2021-12-30 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gas turbine engine and aircraft with a gas turbine engine |
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| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR3147557B1 (en) | 2025-02-28 |
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