FR3096663A1

FR3096663A1 - Circuit fermé pour le refroidissement du moteur d’un groupe propulseur d’aéronef

Info

Publication number: FR3096663A1
Application number: FR1905818A
Authority: FR
Inventors: Jérome Colmagro; Aurélien MAUCONDUIT
Original assignee: Airbus Operations SAS; Airbus SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS; Airbus SAS
Priority date: 2019-05-31
Filing date: 2019-05-31
Publication date: 2020-12-04
Anticipated expiration: 2039-05-31
Also published as: GB2587053B; FR3096663B1; GB202007987D0; US11485512B2; US20200377222A1; GB2587053A

Abstract

L’invention concerne un groupe propulseur d’aéronef comprenant un moteur électrique (5) présentant un rotor (8) et un stator (9) relié mécaniquement à une embase (10) apte à être montée à l’arrière du fuselage d’un aéronef (11), une soufflante (12) entraînée en rotation par le rotor (8), un ensemble d’aubes fixes (13) situé en aval de la soufflante (12) ; et une nacelle (14) comportant une enveloppe extérieure (15) et un carter de soufflante (16) enveloppant la soufflante (12) et l’ensemble d’aubes fixes (13). La nacelle (14) est reliée mécaniquement à l’embase (10) à travers l’ensemble d’aubes fixes (13). Cette configuration permet de former un circuit de refroidissement (19) permettant d’évacuer la chaleur produite par le moteur électrique (5) au niveau du stator (9) vers les aubes fixes (26) et la nacelle (14) où elle est dissipée. En outre cette chaleur peut être utilisée pour le dégivrage de la lèvre de nacelle (35). Figure pour l’abrégé : Figure 2

Description

Circuit fermé pour le refroidissement du moteur d’un groupe propulseur d’aéronef

L’invention concerne les systèmes de propulsion d’aéronefs et plus spécifiquement leur architecture et implantation sur un aéronef.

Les aéronefs commerciaux présentent le plus souvent une architecture générale comprenant un fuselage, une voilure comportant deux ailes et un empennage situé sur la partie arrière du fuselage. De tels aéronefs comportent en outre un système de propulsion comprenant un ou plusieurs groupes propulseurs, les plus communément employés étant des turboréacteurs. Les groupes propulseurs peuvent être implantés sur l’aéronef selon différentes configurations. Le plus couramment, ils sont suspendus au-dessous des ailes par des mats de support, mais ils peuvent aussi être fixés à l’arrière du fuselage par des mats ou au niveau de l’empennage.

Lors du déplacement dans l’air de l’aéronef, ses surfaces externes influent sur l’écoulement de l’air. En particulier, lors du déplacement d’un profil aérodynamique dans l’air, une couche limite se crée à la surface de ce profil aérodynamique. Cette couche limite correspond à une zone dans laquelle la vitesse d’écoulement de l’air est ralentie par la viscosité de l’air en contact avec les surfaces du profil.

En général, les groupes propulseurs sont configurés de façon à ne pas aspirer cette couche limite se créant sur les surfaces aérodynamiques de l’aéronef. Pour cela les groupes propulseurs sont le plus communément situés afin que leur entrée d’air soit située dans un flux d’air libre, c’est-à-dire peu ou pas perturbé par les surfaces de l’aéronef. C’est le cas lorsque par exemple les groupes propulseurs sont suspendus sous la voilure ou à distance du fuselage sur la partie arrière d’un aéronef.

Néanmoins, l’ingestion par le groupe propulseur de cette couche limite présente certains avantages améliorant l’efficacité de la propulsion de ces aéronefs et réduisant leur consommation spécifique, c’est-à-dire la consommation de carburant rapportée à la masse de l’aéronef. Afin de profiter de ces avantages un groupe propulseur peut ainsi être configuré pour ingérer la couche limite. De tels groupes propulseurs aptes à ingérer la couche limite sont généralement désignés par l’acronyme BLI provenant de leur appellation anglo-saxonne «Boundary Layer Ingestion». Une possible configuration d’un groupe propulseur de type BLI sur un aéronef est son implantation en partie arrière du fuselage.

Un exemple de groupe propulseur BLI implanté en partie arrière de fuselage est illustré dans la figure 1. Dans la suite, lorsque nécessaire, les positions axiales relatives des composants du système de propulsion ou des autres éléments constitutifs de l’aéronef seront indiquées par rapport à la direction générale du flux de gaz traversant les propulseurs. Le système de propulsion de l’aéronef 1 illustré dans la figure 1 comprend un propulseur de type BLI 2 implanté au niveau de la queue de l’aéronef 1 et deux propulseurs classiques 3, ici des turboréacteurs, implantés sous les ailes 4 formant la voilure de l’aéronef 1. Dans cette configuration, la poussée nette ou totale de l’aéronef 1 résulte de l’addition de la poussée du propulseur BLI 2 et de la poussée des deux turboréacteurs 3. Le propulseur BLI 2 comprend une unité motrice couplée mécaniquement à une soufflante qu’elle entraîne en rotation. L’unité motrice du propulseur BLI peut-être constituée d’un moteur thermique, tel qu’une turbine à gaz, ou d’un moteur électrique 5.

Quant à eux, les turboréacteurs 3 comprennent une soufflante reliée à l’axe d’une turbine à gaz qui forme le cœur du turboréacteur, l’axe de la turbine à gaz entraînant en rotation la soufflante. Lorsque l’unité motrice du propulseur BLI est constituée d’un moteur électrique, l’axe de la turbine à gaz des turboréacteurs est relié à un générateur électrique 6. Chacun des deux turboréacteurs 3 entraîne ainsi directement un générateur électrique 6. Le moteur électrique 5 du propulseur BLI 2 est alimenté par l’énergie électrique produite par les générateurs 6 qui sont reliés au moteur électrique 5 du propulseur BLI 2 situé en queue de fuselage 11 par un réseau de câbles électriques 7.

Un des problèmes découlant de la position d’un groupe propulseur en partie arrière de fuselage réside dans son refroidissement. En effet, le refroidissement de l’unité motrice d’un groupe propulseur, en général un moteur thermique du type turbine à gaz, est réalisé par la circulation d’air froid extérieur pour refroidir le mécanisme intérieur de l’unité motrice. Cet air froid servant au refroidissement est prélevé en partie avant de la nacelle du groupe propulseur afin de s’assurer qu’il est le plus froid possible. Une partie du flux d’air extérieur ingéré par la nacelle du groupe propulseur est ainsi utilisée pour la combustion à l’origine de l’énergie propulsive générée par le groupe propulseur, alors qu’une autre est utilisée pour son refroidissement.

Un problème principal de ce type de refroidissement est dû à son impact sur la trainée aérodynamique de l’aéronef. En effet, l’utilisation du flux d’air extérieur pour le refroidissement augmente significativement la trainée aérodynamique de l’aéronef, ce qui influe négativement sur ses performances, notamment sur sa consommation en carburant. Ce problème est d’autant plus vrai lorsqu’il s’agit d’utiliser le flux d’air extérieur pour refroidir l’unité motrice d’un groupe propulseur de type BLI. Son implantation en partie arrière de fuselage, en général à l’intérieur du fuselage, nuit en effet à son refroidissement naturel et impose donc un système de refroidissement encore plus performant. De plus, l’alimentation en air frais d’un moteur situé à l’intérieur du fuselage nécessite de prélever le flux d’air extérieur nécessaire au fonctionnement de l’unité motrice du propulseur BLI, en particulier à son refroidissement, par exemple au moyen d’écopes.

Ainsi, la localisation en partie arrière de fuselage du propulseur BLI augmente considérablement l’impact négatif sur la trainée de l’aéronef du refroidissement par air forcé de l’unité motrice du propulseur. Le problème du refroidissement de l’unité motrice d’un propulseur BLI situé en partie arrière de fuselage se pose dans les mêmes termes lorsque l’unité motrice est constituée d’un moteur électrique.

Le but de l’invention consiste donc à proposer un groupe propulseur adapté à une implantation à l’arrière d’un fuselage d’aéronef et dont le système de refroidissement de l’unité motrice n’accroit pas ou peu la trainée de l’aéronef et donc ne nuit pas aux performances de l’aéronef, permettant ainsi la réduction de la consommation en carburant du système de propulsion de l’aéronef.

Ce but est atteint par l’objet de l’invention qui consiste en un groupe propulseur d’aéronef comprenant un moteur électrique présentant un rotor et un stator relié mécaniquement à une embase apte à être montée sur une partie arrière de fuselage d’aéronef, une soufflante entraînée en rotation par ledit rotor et située en aval de l’embase, un ensemble d’aubes fixes situé en aval de la soufflante, et une nacelle. La nacelle présente une enveloppe extérieure et dans sa partie intérieure un carter de soufflante enveloppant la soufflante et l’ensemble d’aubes fixes, ladite nacelle étant reliée mécaniquement à l’embase à travers l’ensemble d’aubes fixes. Le groupe propulseur comprend en outre un circuit de refroidissement apte à évacuer l’énergie thermique générée par ledit moteur électrique vers l’ensemble d’aubes fixes au niveau duquel elle est au moins partiellement dissipée dans un flux d’air accéléré par la soufflante et traversant le groupe propulseur.

L’objet de l’invention exploite les avantages procurés par l’utilisation d’un groupe propulseur de type BLI à moteur électrique pour envisager un système de refroidissement ne présentant pas les inconvénients de ceux de l’art antérieur. L’utilisation d’un moteur électrique dans un propulseur BLI ne génère pas de flux d’air chaud en sortie de nacelle. Ainsi, l’ensemble d’aubes fixes n’est ni exposé à de l’air chaud ni en contact avec une pièce particulièrement chaude d’un moteur thermique. Il peut donc être utilisé comme surface de dissipation thermique soumise à un flux d’air froid pour évacuer par convexion l’énergie thermique qui y est convoyée par le circuit de refroidissement.

Avantageusement, le circuit de refroidissement se prolonge au-delà de l’ensemble d’aubes fixes dans la nacelle entre le carter de soufflante et l’enveloppe extérieure de manière à ce que la partie restante de l’énergie thermique transportée par le circuit de refroidissement soit évacuée au travers du carter de soufflante et/ou de l’enveloppe extérieure de la nacelle.

Préférentiellement, l’enveloppe extérieure et le carter de soufflante se rejoignent en partie avant de la nacelle pour former une lèvre, et la partie du circuit de refroidissement située dans la nacelle passe au niveau de la lèvre de manière à pouvoir en assurer le dégivrage.

Ainsi, la chaleur restante dans le circuit de refroidissement au niveau de la lèvre de la nacelle peut être employée pour son dégivrage.

Avantageusement, le circuit de refroidissement s’étend partiellement dans le stator où est prélevée au moins une partie de l’énergie thermique à évacuer.

Additionnellement, le circuit de refroidissement peut être partiellement constitué de canaux de circulation s’étendant longitudinalement dans au moins certaines des aubes fixes de l’ensemble d’aubes fixes sous la forme de cavités ou de tubes.

D’autre part, le stator peut s’étendre au moins partiellement dans l’embase en amont de la soufflante.

Alternativement, le stator peut s’étendre au moins partiellement en aval de l’ensemble d’aubes fixes.

Avantageusement, un fluide diélectrique est utilisé à la fois comme fluide caloporteur dans le circuit de refroidissement et comme lubrifiant pour le moteur électrique.

Selon un deuxième aspect de l’invention, il est proposé une partie arrière de fuselage d’aéronef comprenant un groupe propulseur tel que défini ci-dessus relié mécaniquement à l’extrémité arrière de fuselage par son embase.

Selon un troisième aspect de l’invention, il est proposé un aéronef comprenant une partie arrière de fuselage telle que définie ci-dessus.

D’autres caractéristiques et avantages de l’invention sont mis en évidence par la description ci-après d’exemples non-limitatifs de réalisation des différents aspects de l’invention. La description se réfère aux figures annexées qui sont aussi données à titre d’exemples de réalisation non limitatifs de l’invention :

La figure 1 représente une vue en perspective d’un aéronef ;

La figure 2 représente une vue de côté en coupe du groupe propulseur ;

La figure 3a représente une vue de détail en coupe et en perspective d’une aube fixe avec des cavités ;

La figure 3b représente une vue de détail en coupe et en perspective d’une aube fixe avec des tubes ;

La figure 4 représente une vue de côté en coupe d’une variante de groupe propulseur ;

La figure 5 représente une vue de côté en coupe d’une autre variante de groupe propulseur.

La figure 1 a été décrite précédemment en préambule de la présente description.

La figure 2 montre un groupe propulseur de type BLI 2 comprenant une unité motrice constituée d’un moteur électrique 5 comportant un rotor 8 et un stator 9. Le stator 9 est relié mécaniquement à un ensemble d’aubes fixes 13. Une soufflante 12 située en amont de l’ensemble d’aubes fixes 13 est reliée mécaniquement au rotor 8 du moteur électrique 5 qui l’entraîne en rotation.

Une nacelle 14 comportant une enveloppe extérieure 15 et un carter de soufflante 16 englobe la soufflante 12 et l’ensemble d’aubes fixes 13. La nacelle 14 est reliée mécaniquement à l’embase 10 via l’ensemble d’aubes fixes 13. Ainsi toutes les charges mécaniques subies par la nacelle 14 sont transmises à l’ensemble d’aubes fixes 13 qui à son tour les transmet à l’embase 10 via un arbre fixe 18.

Le rotor 8 du moteur électrique 5 entraîne en rotation la soufflante 12 qui accélère un flux d’air 17 aspiré à l’entrée de la nacelle 14 et redressé en aval de soufflante 12 par l’ensemble d’aubes fixes 13 avant d’être éjecté à l’extérieur du groupe propulseur 2 par l’arrière de la nacelle 14.

Lors du fonctionnement du groupe propulseur BLI 2, le moteur électrique 5 génère de la chaleur. Celle-ci est évacuée par un système de refroidissement comprenant un circuit de refroidissement 19. Une première partie du circuit de refroidissement 20 est située dans le stator 9 où elle capte l’énergie thermique générée par le moteur électrique 5. Une deuxième partie du circuit de refroidissement 21 s’étend dans les aubes fixes de l’ensemble d’aubes fixes 13 alors qu’une troisième partie du circuit 22 de refroidissement 19 s’étend dans la nacelle 14 entre l’enveloppe extérieure 15 et le carter de soufflante 16. Toutes les parties du circuit de refroidissement 19 forment ensemble un circuit fermé dans lequel circule un fluide caloporteur. La configuration du circuit de refroidissement indiquée ci-dessus n’est décrite qu’à titre indicatif et pourrait varier selon les circonstances, notamment la configuration de l’ensemble rotor, stator et axe fixe comme montré aux figures 4 et 5. De même, il n’est pas obligatoire d’étendre le circuit de refroidissement 19 à la nacelle 14.

Dans une variante de mise en œuvre de l’invention non représentée dans les figures, le circuit de refroidissement comprend un caloduc reliant ensemble le stator 9 du moteur électrique 5, l’ensemble d’aubes fixes 13 et la nacelle 14. Le caloduc est réalisé en matériau conducteur de la chaleur et il est dimensionné afin d’être capable de drainer l’énergie thermique générée par le moteur électrique et accumulée dans le stator 9 vers l’ensemble d’aubes fixes 13 et la nacelle 14 où elle y est dissipée par convexion avec les flux d’air s’écoulant le long de ces éléments.

Dans l’exemple de la figure 2, le fluide caloporteur circulant dans le circuit de refroidissement 19 permet un échange de chaleur entre le moteur électrique 5 encapsulé dans le groupe propulseur 2 et, d’une part, le flux d’air 17 traversant l’ensemble d’aubes fixes 13 et, d’autre part, l’air ambiant entourant et/ou traversant la nacelle 14. Les flèches dessinées dans la figure 2 sur le circuit de refroidissement 19 indiquent le sens de circulation du fluide caloporteur dans le circuit fermé.

Ainsi, l’énergie thermique produite par le moteur électrique 5 lors de son fonctionnement chauffe le fluide caloporteur circulant dans la première partie du circuit de refroidissement 20 au niveau du stator 9.

Le fluide caloporteur chaud arrive dans la deuxième partie du circuit de refroidissement 21 au niveau de l’ensemble d’aubes fixes 13 où se produit un premier échange de chaleur par convexion forcée avec le flux d’air froid sortant de la soufflante 12. En effet, du fait que le moteur électrique 5 ne génère pas de gaz de combustion chaud, le flux d’air 17 traversant le groupe propulseur 2 reste froid et peut-être utilisé pour effectuer au moins un premier refroidissement au niveau de l’ensemble d’aubes fixes 13 du fluide caloporteur chaud sortant du stator 9.

Ensuite, le fluide caloporteur en partie refroidi provenant de l’ensemble d’aubes fixes 13 arrive dans la troisième partie du circuit de refroidissement 22 au niveau de la nacelle 14. Dans la nacelle 14, un second échange de chaleur a lieu. La chaleur résiduelle convoyée par le fluide caloporteur s’y dissipe par convexion au travers de la surface intérieure du carter de soufflante 16 et au travers de la surface extérieure de l’enveloppe extérieure 15.

Finalement, le fluide caloporteur totalement refroidi revient par le circuit de refroidissement 19 à l’ensemble d’aubes fixes 13 puis au stator 9 formant ainsi un circuit fermé.

Les niveaux thermiques du fluide caloporteur varient dans les différentes parties du circuit de refroidissement 19. La partie du circuit de refroidissement située dans le stator 9 et dans laquelle le fluide caloporteur s’écoule vers les aubes fixes 26 correspond à la température la plus chaude du fluide caloporteur. C’est-à-dire lorsqu’il collecte la chaleur au niveau du stator 9. La partie du circuit de refroidissement située dans les aubes fixes 26 et la nacelle 14 dans laquelle le fluide caloporteur s’écoule du pied des aubes fixes vers la lèvre de la nacelle 35 et la partie du circuit de refroidissement située dans le stator dans laquelle le fluide caloporteur s’écoule du pied des aubes fixes vers l’extrémité du stator 9 correspondent à une température intermédiaire du fluide caloporteur. C’est-à-dire lorsqu’il commence à se refroidir en traversant l’ensemble d’aubes fixes 13 et en arrivant dans la nacelle 14, et lorsqu’il commence à se réchauffer à son retour dans le stator 9. La partie du circuit de refroidissement située dans la nacelle 14 et les aubes fixes 26 dans laquelle le fluide caloporteur s’écoule de la lèvre de la nacelle 35 vers le stator 9 correspond au niveau de température le plus froid du fluide caloporteur. C’est-à-dire lorsqu’il revient de la nacelle 15 au stator 9 par l’ensemble d’aubes fixes 13.

La deuxième partie du circuit de refroidissement 21 au niveau de l’ensemble d’aubes fixes 13 est formée par des canaux de circulation situés longitudinalement dans les aubes fixes 26 de l’ensemble d’aubes fixes 13 comme illustré aux figures 3a et 3b. Seulement une partie ou toutes les aubes fixes 26 présentent des canaux de circulation du fluide caloporteur. Le nombre d’aubes fixes 26 présentant ces canaux de circulation dépend notamment de la quantité de chaleur à dissiper au niveau de l’ensemble d’aubes fixes 13 et des caractéristiques géométriques de ces canaux de circulation. Différentes options existent pour réaliser ces canaux de circulation dans les aubes fixes 26.

Par exemple, dans la figure 3a, les canaux de circulation prennent la forme de cavités 27 et 29 réalisées lors de la fabrication des aubes fixes 26 par usinage, forgeage ou moulage. Les aubes fixes 26 présentent deux cavités, une première cavité 27 dans laquelle circule le fluide caloporteur chaud 28 provenant du stator 5 et une deuxième cavité 29 dans laquelle circule le fluide caloporteur froid 30 revenant au stator 5.

Un deuxième mode de réalisation des canaux de circulation dans les aubes fixes 26 est montré dans la figure 3b. Dans cet autre exemple de réalisation des canaux de circulation, des tubes sont insérés longitudinalement dans des canaux qui peuvent être percés dans le corps des aubes fixes 26. Dans un premier tube 31, circule le fluide caloporteur chaud 32 provenant du stator 5. Alors que dans un deuxième tube 33, circule le fluide caloporteur froid 34 revenant vers le stator 5.

Les cavités 27 et 29 ont l’avantage d’optimiser la forme des canaux de circulation pour maximiser les surfaces d’échange thermique et la section de circulation du fluide caloporteur dans les aubes fixes. Néanmoins, il est plus onéreux de fabriquer des aubes creuses 26 présentant les cavités 27 et 29 que de les percer et d’y insérer les tubes 31 et 33.

Comme illustré dans la figure 2, en partie avant de la nacelle 14 se trouve une entrée d’air débouchant sur un conduit intérieur constitué par le carter de soufflante 16. Ce conduit intérieur canalise l’air vers la soufflante 12. L’entrée d’air est munie d’une lèvre 35 dont le bord intérieur rejoint le carter de soufflante 16 et le bord extérieur rejoint l’enveloppe extérieure 15 de la nacelle 14. Cette lèvre 35 a une fonction aérodynamique et de protection de la motorisation contre, par exemple, la pénétration d’oiseau dans le conduit menant à la soufflante 12.

Durant les phases de vol, du givre ou de la glace peut se former au niveau de l’entrée d’air de la soufflante 12. L’accumulation de glace en amont de la soufflante peut avoir une influence sur les performances du groupe propulseur BLI 2 et dans des cas extrêmes des morceaux de glace peuvent se détacher et être aspirés dans le carter de soufflante 16 et venir contre les aubes de la soufflante 16. Pour éviter la formation de givre ou de glace un système de dégivrage est généralement implanté dans la lèvre 35.

Comme indiqué ci-dessus et illustré à la figure 2, deux échanges de chaleur interviennent lors de la circulation du fluide caloporteur dans le circuit de refroidissement 19 afin de le refroidir. Un premier échange thermique a lieu au niveau de l’ensemble d’aubes fixes 13 et un deuxième échange thermique a lieu au niveau de la nacelle 14. En faisant passer la partie avant de la troisième partie du circuit de refroidissement 22, le long de la lèvre 35, il est possible d’utiliser cette partie du circuit de refroidissement comme système de dégivrage de la nacelle 14 et ainsi éviter la formation de givre ou de glace au niveau de la lèvre 35.

En général, le fluide caloporteur utilisé dans les circuits de refroidissement est un fluide sélectionné pour sa chaleur spécifique, c’est à dire la quantité d'énergie à apporter pour élever d'un degré Kelvin la température de l'unité de masse du fluide. En parallèle, le moteur électrique 5 doit aussi être lubrifié lors de son fonctionnement. Il est donc judicieux de choisir un fluide caloporteur diélectrique ayant aussi des propriétés lubrifiantes pour lubrifier le moteur électrique 5 en plus d’en assurer le refroidissement.

La figure 2 illustre un exemple d’architecture intérieure du groupe propulseur 2 dans lequel le stator 9 est directement fixé à l’ensemble d’aubes fixes 13 et qui s’étend substantiellement en amont de ce dernier. De même, le rotor 8 est relié mécaniquement à la soufflante 12 et s’étend substantiellement en amont de cette dernière. Ainsi le moteur électrique est partiellement logé dans l’embase 10.

La figure 4 montre une variante d’architecture intérieure du groupe propulseur 2 dans laquelle le stator 9 n’est plus relié directement à l’ensemble d’aubes fixes 13 mais à l’embase 10. Dans ce cas de figure le stator 9 est substantiellement intégré à l’intérieur de l’embase ce qui l’éloigne de l’ensemble d’aubes fixes 13 comparé à la configuration de la figure 2. En conséquence, le cheminement du circuit de refroidissement est différent. En effet, la partie du circuit de refroidissement située au niveau de l’ensemble d’aubes fixes 13 n’étant plus à proximité immédiate de la partie du circuit de refroidissement s’étendant dans le stator 9, elles doivent toutes les deux être reliées par des canaux de circulation s’étendant longitudinalement dans l’axe fixe 18 entre l’ensemble d’aubes fixes 13 et la partie de l’embase 10 où l’axe fixe 18 est fixé.

La figure 5 montre une autre variante d’architecture intérieure du groupe propulseur 2 dans laquelle le moteur électrique 5 est positionné substantiellement en aval de la soufflante 12 et de l’ensemble d’aubes fixes 13. Dans cette configuration, le stator 9 est directement relié à l’ensemble d’aubes fixes 13 et il s’étend substantiellement en aval de celui-ci, de même que le rotor 8 s’étend en aval de la soufflante 12. Le stator 9 étant directement relié à l’ensemble d’aubes fixes 13, la première partie du circuit de refroidissement 20 s’étendant dans le stator 9 peut être directement connectée à la deuxième partie du circuit de refroidissement 21 s’étendant dans l’ensemble d’aubes fixes 13. Comme pour l’architecture montrée à la figure 2, cette configuration permet d’obtenir un circuit de refroidissement 19 plus compact. Ces trois exemples de mises en œuvre du concept de l’invention qui réside dans l’utilisation de la nacelle 14 et de l’ensemble d’aubes fixes 13 pour refroidir le moteur électrique 5, démontrent que l’invention peut être adaptée à d’autres types d’architecture de groupe propulseur 2 utilisant un moteur électrique 5.

Comme décrit ci-dessus, les échangeurs de chaleur faisant partie du circuit de refroidissement 19 sont intégrés dans des organes déjà existants dans le groupe propulseur BLI 2. Ainsi, la mise en œuvre de l’invention ne nécessite pas ou peu de pièces supplémentaires. En plus des avantages présentés dans la partie introductive de la description, l’intégration dans des organes déjà présents dans le groupe propulseur 2 de fonctions connexes, telles que le refroidissement du moteur électrique 5 ou le dégivrage de la nacelle 14, permet d’alléger et de simplifier la construction du groupe propulseur 2 ce qui en réduit d’autant les coûts de fabrication et de maintenance tout en améliorant l’efficacité énergétique globale de l’aéronef. Il en va de même pour l’utilisation du fluide caloporteur comme lubrifiant du moteur électrique 5. De par sa grande surface de convexion intérieure et extérieure, la nacelle 14 forme un radiateur performant pour dissiper la chaleur produite par le moteur électrique 5.

Comme indiqué dans la description qui précède, les différents aspects de l’invention, comme par exemple l’architecture intérieure du groupe propulseur, les fonctions de dégivrage de la nacelle, de refroidissement ou de lubrification du moteur, peuvent être mis en œuvre isolément ou sous toute forme de combinaison selon le contexte et dans des variantes de configurations différentes de celles décrites ci-avant.

Claims

Groupe propulseur d’aéronef comprenant :
- un moteur électrique (5) présentant un rotor (8) et un stator (9) relié mécaniquement à une embase (10) apte à être montée sur une partie arrière de fuselage d’aéronef (11),
- une soufflante (12) entraînée en rotation par ledit rotor (8);
- un ensemble d’aubes fixes (13) situé en aval de la soufflante (12) ; et
- une nacelle (14) présentant une enveloppe extérieure (15) et un carter de soufflante (16) enveloppant la soufflante (12) et l’ensemble d’aubes fixes (13); la dite nacelle (14) étant reliée mécaniquement à l’embase (10) à travers l’ensemble d’aubes fixes (13) ;
caractérisé en ce qu’il comprend en outre un circuit de refroidissement (19) apte à transporter l’énergie thermique générée par ledit moteur électrique (5) vers l’ensemble d’aubes fixes (13) au niveau duquel elle est au moins partiellement dissipée par convexion dans un flux d’air (17) accéléré par la soufflante (12) et traversant le groupe propulseur (1).
Groupe propulseur d’aéronef selon la revendication 1, dans lequel le circuit de refroidissement (19) se prolonge au-delà de l’ensemble d’aubes fixes (13) dans la nacelle (14) entre le carter de soufflante (16) et l’enveloppe extérieure (15) de manière à ce qu’au moins une partie de l’énergie thermique transportée par le circuit de refroidissement (19) soit évacuée par le carter de soufflante (16) et/ou l’enveloppe extérieure (15) de la nacelle (14).
Groupe propulseur d’aéronef selon la revendication précédente, dans lequel l’enveloppe extérieure (15) et le carter de soufflante (16) se rejoignent à l’avant de la nacelle (14) pour former une lèvre (35), et la partie du circuit de refroidissement (19) située dans la nacelle (14) passe au niveau de ladite lèvre (35) de manière à être apte à en assurer le dégivrage.
Groupe propulseur d’aéronef selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le circuit de refroidissement (19) s’étend partiellement dans le stator (9) où est prélevée au moins une partie de l’énergie thermique à évacuer.
Groupe propulseur d’aéronef selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le circuit de refroidissement (19) comporte des canaux de circulation s’étendant longitudinalement dans au moins certaines des aubes fixes (26) de l’ensemble d’aubes fixes (13) sous la forme de cavités (27 ; 29) ou de tubes (31 ; 33).
Groupe propulseur d’aéronef selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le stator (9) s’étend au moins partiellement dans l’embase (10) en amont de la soufflante (12).
Groupe propulseur d’aéronef selon l’une des revendications 1 à 6, dans lequel le stator (9) s’étend au moins partiellement en aval de l’ensemble d’aubes fixes (13).
Groupe propulseur d’aéronef selon l’une des revendications précédentes, dans lequel un fluide diélectrique est utilisé à la fois comme fluide caloporteur dans le circuit de refroidissement (19) et comme lubrifiant dans le moteur électrique (5).
Sous-ensemble de fuselage d’aéronef, caractérisé en ce qu’il comprend une partie arrière de fuselage (11) et un groupe propulseur (12) selon l’une des revendications précédentes relié mécaniquement par son embase (10) à ladite partie arrière de fuselage (11).
Aéronef comprenant un sous-ensemble de fuselage selon la revendication précédente.