Ventilateur à Propane

Un propfan , également appelé moteur à rotor ouvert , moteur à soufflante ouverte ou soufflante non carénée (par opposition à une soufflante carénée ), est un type de moteur d'avion apparenté au turbopropulseur et au turbofan , mais distinct des deux. La conception est destinée à offrir la vitesse et les performances d'un turbofan, avec l'économie de carburant d'un turbopropulseur. Un propfan est généralement conçu avec un grand nombre de pales courtes et fortement torsadées, similaires au ventilateur (caréné) d'un turbofan. Pour cette raison, le propfan a été décrit de diverses manières comme un « ventilateur non caréné » (UDF) ou un « turbofan à ultra-haut taux de dilution (UHB) ».

Dans les années 1970, Hamilton Standard décrivait son propfan comme « un propulseur à pales multiples à pas variable de petit diamètre et à forte charge, doté de pales en flèche avec de fines sections de profil aérodynamique avancées, intégré à une nacelle profilée pour retarder le flux d'air à travers les pales, réduisant ainsi les pertes de compressibilité et conçu pour fonctionner avec un moteur à turbine et utilisant un réducteur à un seul étage , ce qui se traduit par des performances élevées ». En 1982, le magazine hebdomadaire d'aviation Flight International définissait le propfan comme une hélice à 8-10 pales à forte flèche qui naviguait à une vitesse de croisière de 390-480 nœuds (450-550 miles par heure ; 720-890 kilomètres par heure), bien que sa définition ait évolué quelques années plus tard avec l'émergence des propfans contrarotatifs .

En 1986, le motoriste britannique Rolls-Royce a utilisé le terme « rotor ouvert » comme synonyme de la signification originale d'un propfan. Cette action visait à délimiter le type de moteur propfan d'un certain nombre de propositions de moteurs carénés de l'époque qui avaient propfan dans leur nom. Dans les années 2000, le terme « rotor ouvert » (OR) est devenu un terme privilégié pour la technologie propfan dans la recherche et les reportages, le terme « rotor ouvert contrarotatif » (CROR) étant également utilisé occasionnellement pour distinguer les propfans à rotation unique. En 2015, l' Agence européenne de la sécurité aérienne (AESA) a défini un rotor ouvert de manière concrète (mais large) comme « un étage de soufflante de moteur à turbine qui n'est pas enfermé dans un carter » ; en revanche, elle n'avait qu'une définition de travail d'un moteur à rotor ouvert (le terme le plus couramment utilisé pour propfan au 21e siècle), l'appelant « un moteur à turbine comportant des étages de soufflante contrarotatifs non enfermés dans un carter ». Le moteur utilise une turbine à gaz pour entraîner une hélice contrarotative non carénée (ouverte) comme un turbopropulseur, mais la conception de l' hélice elle-même est plus étroitement couplée à la conception de la turbine, et les deux sont certifiées comme une seule unité.

El-Sayed fait la distinction entre les turbopropulseurs et les propulseurs à soufflante selon 11 critères différents, notamment le nombre de pales, la forme des pales, la vitesse de pointe, le taux de dilution , le nombre de Mach et l'altitude de croisière .

Environ une décennie après que les ingénieurs aérospatiaux allemands ont commencé à explorer l'idée d'utiliser des ailes en flèche pour réduire la traînée sur les avions à vitesse transsonique , Hamilton Standard a tenté dans les années 1940 d'appliquer un concept similaire aux hélices d'avion. Il a créé des pales d'hélice à forte flèche avec des vitesses de pointe supersoniques , de sorte que les moteurs à hélices exposées pouvaient propulser les avions à des vitesses et des altitudes de croisière que seuls les nouveaux turboréacteurs et turbofans atteignaient . Les premiers tests de ces pales ont révélé des problèmes de battement et de contrainte des pales alors insolubles, et les niveaux de bruit élevés étaient considérés comme un autre obstacle. La popularité des turboréacteurs et des turbofans a limité la recherche sur les hélices, mais dans les années 1960, l'intérêt a augmenté lorsque des études ont montré qu'une hélice exposée entraînée par une turbine à gaz pouvait propulser un avion de ligne volant à une vitesse de Mach 0,7-0,8 et à une altitude de 35 000 pieds (11 000 mètres). Le terme propfan a été créé au cours de cette période.

L'un des premiers moteurs ressemblant au concept propfan était le Metrovick F.5 de 4 710 livres-force (21,0 kilonewtons) , qui comportait deux ventilateurs contrarotatifs - 14 pales dans le ventilateur avant (avant) et 12 pales dans le ventilateur arrière (arrière) - à l'arrière du moteur et a été utilisé pour la première fois en 1946. Les pales, cependant, étaient pour la plupart non balayées. D'autres moteurs à hélices contrarotatives qui figuraient sur des avions courants comprenaient les quatre puissants moteurs Kuznetsov NK-12 (chacun alimentant son propre ensemble d'hélices contrarotatives coaxiales) sur le bombardier militaire à grande vitesse Tupolev Tu-95 de l'Union soviétique et l'avion de transport militaire Antonov An-22 , et les moteurs Armstrong Siddeley Double Mamba (ASMD) (tous deux connectés à un seul ensemble d'hélices contrarotatives coaxiales) sur l' avion anti-sous-marin britannique Fairey Gannet . Les deux configurations étaient équipées de quatre pales largement non balayées dans l'hélice avant et l'hélice arrière.

Français Lorsque la crise pétrolière de 1973 a provoqué une flambée des prix du pétrole au début des années 1970, l'intérêt pour les propulseurs à soufflante à hélice a grimpé en flèche et les recherches financées par la NASA ont commencé à s'accélérer. Le concept de propulseur à soufflante à hélice a été décrit par Carl Rohrbach et Bruce Metzger de la division Hamilton Standard de United Technologies en 1975 et a été breveté par Rohrbach et Robert Cornell de Hamilton Standard en 1979. Les travaux ultérieurs de General Electric sur des propulseurs similaires ont adopté le nom de ventilateur non caréné, qui était un moteur à turboréacteur modifié , avec le ventilateur placé à l'extérieur de la nacelle du moteur sur le même axe que les pales du compresseur .

À cette époque, les problèmes d'hélices sont devenus réparables. Des progrès ont été réalisés dans les matériaux de structure, tels que le métal titane et les composites en graphite et en fibre de verre infusés de résine . Ces matériaux ont remplacé l'aluminium et l'acier dans la construction des pales, ce qui a permis de les rendre plus fines et plus solides. La conception assistée par ordinateur a également été utile pour affiner les caractéristiques des pales. Étant donné que les pales se plient et se déforment sous l'effet d'une charge de puissance et d' une force centrifuge plus élevées , les conceptions initiales devaient être basées sur la forme en mouvement. Avec l'aide des ordinateurs, les concepteurs de pales travaillaient ensuite à rebours pour trouver la forme optimale à vide à des fins de fabrication.

Hamilton Standard, le seul grand fabricant américain d'hélices d'avion, a développé le concept de propfan au début des années 1970. Hamilton Standard a testé de nombreuses variantes en collaboration avec la NASA .

Dans le cadre du programme Propfan Test Assessment (PTA), Lockheed-Georgia a proposé de modifier un Gulfstream II pour servir de banc d'essai en vol pour le concept de propfan, tandis que McDonnell Douglas a proposé de modifier un DC-9 dans le même but. La NASA a choisi la proposition de Lockheed . Le Gulfstream II avait une nacelle ajoutée à l'aile gauche, contenant un turbopropulseur Allison 570 de 6 000 chevaux (dérivé du turbomoteur XT701 développé pour l' hélicoptère de transport lourd Boeing Vertol XCH-62 ). Le moteur utilisait un propfan Hamilton Standard SR-7 à huit pales, d'un diamètre de 2,7 mètres (110 pouces ; 270 centimètres), à rotation unique. Le moteur d'essai, qui a été nommé Allison 501-M78, avait une poussée nominale de 9 000 lbf (40 kN). Il a été utilisé pour la première fois en vol le 28 mars 1987. Le programme d'essais intensif, qui a coûté environ 56 millions de dollars, a accumulé 73 vols et plus de 133 heures de temps de vol avant de se terminer le 25 mars 1988. En 1989, cependant, l' avion de test est retourné dans les airs du 3 au 14 avril pour mesurer les niveaux de bruit au sol pendant le vol. Le moteur a été retiré après cela, et l'avion a été converti en avion d'entraînement de navette spatiale plus tard dans l'année.

Le GE36 Unducted Fan (UDF), du motoriste américain General Electric (GE) avec une participation de 35 % du partenaire français Snecma (aujourd'hui Safran ), était une variante du concept original de propfan et ressemblait à un moteur à pistons à configuration propulsive . L'UDF de GE avait un nouvel arrangement d'entraînement direct, où le réducteur était remplacé par une turbine libre à sept étages à basse vitesse. Un ensemble de rotors de turbine entraînait l'ensemble d'hélices avant, tandis que l'ensemble arrière était entraîné par l'autre ensemble de rotors qui tournait dans la direction opposée. La turbine avait 14 rangées de pales à sept étages. Chaque étage était une paire de rangées contrarotatives. Les avionneurs, qui se méfiaient des boîtes de vitesses sujettes aux problèmes depuis les années 1950, aimaient la version sans engrenage du propfan de GE : Boeing avait l'intention de proposer le moteur propulseur UDF de GE sur la plate-forme 7J7 (qui aurait eu une vitesse de croisière de Mach 0,83), et McDonnell Douglas prévoyait de faire de même sur son avion de ligne MD-94X . Le GE36 a été testé pour la première fois en vol monté sur le poste moteur n°3 d'un Boeing 727-100 le 20 août 1986. L'UDF GE36 pour le 7J7 était prévu pour avoir une poussée de 25 000 livres-force (110 kN), mais GE a affirmé qu'en général son concept UDF pouvait couvrir une plage de poussée de 9 000 à 75 000 lbf (40 à 334 kN), donc un moteur UDF pourrait éventuellement égaler ou surpasser la poussée du CF6 , la famille de moteurs à fuselage large de GE à cette époque.

McDonnell Douglas a développé un avion de démonstration en modifiant son MD-80 , qui est adapté aux propulseurs à soufflante grâce à ses moteurs montés à l'arrière du fuselage (comme son ancêtre DC-9), en prévision des éventuels dérivés MD-91 et MD-92 à soufflante à soufflante et d'un éventuel avion MD-94X entièrement nouveau. Ils ont remplacé le turboréacteur JT8D du côté gauche par le GE36. Les vols d'essai ont commencé en mai 1987, qui ont prouvé la navigabilité de la conception, les caractéristiques aérodynamiques et la signature sonore. Après les premiers tests, une cabine de première classe a été installée à l'intérieur du fuselage arrière et les dirigeants de la compagnie aérienne ont eu l'opportunité de découvrir de première main l'avion à moteur UDF. Les vols d'essai et de commercialisation de l'avion de démonstration équipé de GE se sont terminés en 1988, présentant une réduction de 30 % de la consommation de carburant par rapport au MD-80 à turboréacteur, une conformité totale au niveau 3 du bruit et de faibles niveaux de bruit/vibration à l'intérieur. Le GE36 aurait la même poussée de 110 kN que le MD-92X, mais le même moteur serait réduit à 98 kN pour le plus petit MD-91X. Le MD-80 a également été testé en vol avec succès en avril 1989 avec le propulseur à soufflante à hélice 578-DX , qui était un prototype de la Allison Engine Company (à l'époque une division de General Motors ) qui était également dérivé de l'Allison XT701 et construit avec des hélices Hamilton Standard. Le programme de moteur a été développé conjointement par Allison et une autre division de United Technologies, le motoriste Pratt & Whitney . Contrairement au GE36 UDF concurrent, le 578-DX était assez conventionnel, avec un réducteur entre la turbine BP et les pales du propulseur à hélice. En raison de la baisse du prix du kérosène et de l'évolution des priorités marketing, Douglas a abandonné le programme de propulseur à hélice plus tard cette année-là.

D'autres annonces concernant de futurs avions de ligne propulsés par ventilateur à propulsion par hélice comprenaient :

• Le Fokker FXX, un avion à propulsion par ventilateur de 100 à 120 places qui a été étudié en 1982
• Le MPC-75 , un avion régional de 80 places, avec une vitesse de croisière de Mach 0,76 et une autonomie de 1 500 nmi (1 700 mi ; 2 800 km) conçu par Messerschmitt-Bölkow-Blohm (MBB) d' Allemagne de l'Ouest et la Chinese Aero Technology Export/Import Corporation (CATIC) ; utilisé comme groupe motopropulseur de base deux moteurs General Electric GE38 -B5 UDF à entraînement direct délivrant 9 644 et 2 190 lbf (4 374 et 993 kgf ; 42,90 et 9,74 kN) en poussée statique et en croisière avec une consommation de carburant spécifique à la poussée (TSFC) de 0,240 et 0,519 lb/(lbf⋅h) (6,8 et 14,7 g/(kN⋅s)), respectivement, grâce à un propfan de 85 po (2,1 m) de diamètre avec 11 et 9 pales sur les hélices contrarotatives ; proposé comme groupe motopropulseur alternatif le moteur à soufflante à engrenages PW–Allison 501-M80E de poussée statique de 14 500 lbf (6 600 kgf ; 64 kN) , dérivé du turbomoteur 501-M80C choisi pour propulser l' avion à rotors basculants Osprey de la marine américaine ; a décrit plus tard le moteur à soufflante à engrenages comme un seul avec le noyau du T406 (la désignation militaire du groupe motopropulseur de l'Osprey), contenant un soufflante à engrenages de 108 pouces de diamètre (2,7 m) qui fournissait 2 450 lbf (1 110 kgf ; 10,9 kN) de poussée en croisière avec un TSFC de 0,51 lb/(lbf⋅h) (14 g/(kN⋅s))
• L'ATR 92, un avion de 100 places à cinq ou six de front, d'une vitesse de croisière de 400 nœuds (740 km/h), d' Avions de Transport Régional (ATR, une coentreprise entre Aerospatiale de France et Aeritalia d'Italie ) Construcciones Aeronáuticas SA d'Espagne (CASA), qui pourrait être propulsé par l'UDF
• L'Aérospatiale AS.100, un avion régional avec une autonomie de 1 500 nmi (1 700 mi ; 2 800 km), une vitesse de croisière de Mach 0,74-0,78 à 30 000 pieds (9 100 m) d'altitude, et une capacité de 80 à 100 sièges, qui pourrait être propulsé par l'UDF ou par une version propfan du moteur à rotors basculants Allison T406
• L' ATRA-90 (Advanced Technology Regional Aircraft), un avion de 83 à 115 sièges avec une autonomie de 1 500 à 2 100 milles marins (1 700 à 2 400 milles ; 2 800 à 3 900 km) et une vitesse de croisière de Mach 0,8 à 30 000 pieds (9 100 m) d'altitude, devait être construit par une coentreprise multinationale composée d'Industri Pesawat Terbang Nusantara ( IPTN ) d'Indonésie, Boeing (États-Unis), MBB (Allemagne de l'Ouest) et Fokker (Pays-Bas)
• Le Tupolev Tu-334 , un avion de 126 places qui peut parcourir 1 860 milles marins (2 140 milles ; 3 450 km) avec une charge utile de 11 430 kg (25 200 lb ; 11,43 t ; 12,60 tonnes courtes), qui est propulsé par deux propulseurs Progress (également connus sous le nom de Lotarev) D-236 avec une consommation de carburant spécifique de 0,46 kg/kg de poussée/heure, une poussée de croisière de 1,6 tonne-force (3 500 lbf ; 16 kN) et une poussée statique de 8 à 9 tf (18 000 à 20 000 lbf ; 78 à 88 kN)
• L'Ilyushin Il-88, successeur du transporteur tactique à quatre turbopropulseurs Antonov An-12 qui serait propulsé par deux propulseurs Progress D-236 de 11 000 ch (8 200 kW)
• L'Ilyushin Il-118, une mise à niveau de l'avion de ligne à quatre turbopropulseurs Ilyushin Il-18 ; proposé en 1984, l'avion serait plutôt propulsé par deux propulseurs à soufflante D-236, avec l'hélice avant à huit pales de chaque moteur tournant à une vitesse de 1 100 tr/min et l'hélice arrière à six pales tournant à 1 000 tr/min pour réduire le bruit et les vibrations
• Un Antonov An-124 remotorisé , remplaçant les quatre turboréacteurs Progress D-18T par des turboréacteurs Kuznetsov NK-62 de 55 100 lbf de poussée (245,2 kN)

Aucun de ces projets ne se concrétisa, cependant, principalement en raison du bruit excessif de la cabine (par rapport aux turboréacteurs) et du faible prix du carburant. Pour General Electric, le GE36 UDF était censé remplacer le turboréacteur à haut taux de dilution CFM56 qu'il produisait avec son partenaire à parts égales Snecma dans leur coentreprise CFM International . Dans les années 1980, le moteur n'était initialement pas compétitif face à l'offre concurrente d'International Aero Engines , l' IAE V2500 . En décembre 1986, le président de Snecma déclara que le CFM56-5S2 en cours de développement serait le dernier turboréacteur créé pour la famille CFM56, et que « cela ne sert à rien de dépenser plus d'argent pour les turboréacteurs. L'UDF est l'avenir. » Le V2500 rencontra cependant des problèmes techniques en 1987 et le CFM56 gagna un élan commercial majeur. General Electric a perdu tout intérêt à ce que le GE36 cannibalise le CFM56, qui a attendu cinq ans avant de recevoir sa première commande en 1979, et alors que « l'UDF pouvait être rendu fiable selon les normes antérieures, les turboréacteurs devenaient bien, bien meilleurs que cela ». General Electric a ajouté la technologie des pales de l'UDF directement dans le GE90 , le moteur à réaction le plus puissant jamais produit, pour le Boeing 777. [

Au début des années 1990, l' Union soviétique / Russie a effectué des essais en vol sur le Progress D-236 , un moteur à double flux à engrenages et à contre-rotation basé sur le noyau du turboréacteur Progress D-36 , avec huit pales sur l'hélice avant et six pales sur l'hélice arrière. L'un des bancs d'essai était un propulseur à double flux de 10 100 ch (7 500 kW) monté sur un Ilyushin Il-76 et envoyé au salon aéronautique ILA 90 de Hanovre, qui était destiné à un avion à quatre propulseurs non identifié. Le D-236 a volé 36 fois pour un total de 70 heures d'essais en vol sur l'Il-76. L'autre banc d'essai était un moteur de 10 990 ch (8 195 kW) de 14 pieds (4,2 m ; 170 pouces ; 420 cm) monté sur un Yakovlev Yak-42 E-LL et piloté au salon aéronautique de Paris en 1991 , en tant que démonstration du futur avion Yak-46 équipé de deux moteurs à double soufflante, qui, dans sa version de base à 150 places, aurait une autonomie de 1 900 nmi (2 200 mi ; 3 500 km) et une vitesse de croisière de 460 nœuds (530 mph ; 850 km/h ; 780 pieds/s ; 240 m/s) (Mach 0,75). Les Soviétiques ont affirmé que le D-236 avait une véritable efficacité aérodynamique de 28 % et une économie de carburant de 30 % par rapport à un turbopropulseur équivalent . Ils ont également révélé des plans pour des propulseurs à hélice d'une puissance nominale de 14 100 et 30 200 ch (10 500 et 22 500 kW).

Comme le Progress D-236, le moteur à ventilateur à soufflante Progress D-27, plus puissant , est un ventilateur à soufflante contrarotatif avec huit pales avant et six pales arrière, mais le D-27 a des pales composites avancées avec un rapport épaisseur/corde réduit et une courbure plus prononcée au bord d'attaque . Un moteur lancé en 1985, le D-27 délivre 14 000 ch (10 440 kW) de puissance avec 27 000 lbf (119 kN) de poussée au décollage. Antonov An-180 ukrainien , qui devait effectuer son premier vol en 1995 et entrer en service en 1997. En janvier 1994, Antonov a présenté le premier prototype de l' avion de transport militaire An-70 , propulsé par quatre Progress D-27 attachés à des ailes montées au sommet du fuselage. L' armée de l'air russe a passé une commande de 164 appareils en 2003 , annulée par la suite. En 2013, l'An-70 était toujours considéré comme ayant un avenir prometteur en tant que cargo. Cependant , comme le composant hélice du Progress D-27 est fabriqué par la société russe SPE Aerosila , l'An-70 a été bloqué par la guerre russo-ukrainienne . Antonov a commencé à travailler avec la Turquie en 2018 pour redévelopper l'An-70 sous le nom d' An-77 , afin que l'avion puisse se conformer aux exigences modernes sans la participation d'un fournisseur russe.

Au cours de la première décennie du XXIe siècle, la hausse des prix du kérosène a mis l'accent sur l'efficacité moteur/cellule afin de réduire les émissions, ce qui a renouvelé l'intérêt pour le concept de ventilateur à hélice pour les avions de ligne au-delà du Boeing 787 et de l'Airbus A350 XWB. Par exemple, Airbus a breveté des conceptions d'avions avec deux ventilateurs à hélice contrarotatifs montés à l'arrière. Rolls-Royce avait les conceptions de ventilateurs à hélice à engrenages RB.509-11 configurés à l'arrière (pousseur) et RB.509-14 configurés à l'avant (tracteur), qui produisaient une poussée de 15 000 à 25 000 lbf (6 800 à 11 300 kgf ; 67 à 111 kN) en utilisant le générateur de gaz de son moteur XG-40 avec 13 000 ch (9 700 kW) de puissance sur l'arbre. L'entreprise est devenue tiède sur la technologie propfan dans les années 1980 bien qu'elle ait développé une conception de rotor ouvert qui était considérée comme finaliste pour l' avion à fuselage étroit Irkut MS-21 . Le moteur Rolls-Royce RB3011 aurait un diamètre d'environ 170 pouces (430 cm ; 14 pieds ; 4,3 m) et nécessiterait une boîte de vitesses de 16 000 ch (12 000 kW) .

En 2008, la Commission européenne a lancé une démonstration d'Open Rotor dirigée par Safran dans le cadre du programme Clean Sky, financé à hauteur de 65 millions d'euros sur huit ans. Un démonstrateur a été assemblé en 2015 et testé au sol en mai 2017 sur son banc d'essai en plein air à Istres , dans le but de réduire la consommation de carburant et les émissions de CO2 associées _de 30 % par rapport aux turboréacteurs CFM56 actuels . Après l'achèvement des essais au sol fin 2017, le moteur à rotor ouvert à engrenages de Safran avait atteint le niveau de maturité technologique 5. L'hélice avant à douze pales et l'hélice arrière à dix pales du démonstrateur avaient des diamètres de 13,1 et 12,5 pieds (4,0 et 3,8 m ; 160 et 150 pouces ; 400 et 380 cm), respectivement. Le démonstrateur, basé sur le cœur du moteur de combat militaire Snecma M88 , utilise jusqu'à 12 200 chevaux (9 mégawatts), fournit une poussée d'environ 22 000 lbf (100 kN) et volerait à une vitesse de croisière de Mach 0,75. Le futur moteur à rotor ouvert de Safran aurait cependant un diamètre maximal de près de 14,8 pieds (4,50 m ; 177 pouces ; 450 cm).

En 2007, le Progress D-27 a été modifié avec succès pour répondre aux réglementations de la FAA ( Federal Aviation Administration ) des États-Unis, qui correspondent aux normes du chapitre 4 de l'Organisation de l'aviation civile internationale (OACI). Une étude commerciale de 2012 a projeté que le bruit des propulseurs à soufflante serait de 10 à 13 décibels plus faible que celui autorisé par la réglementation de la FAA (Federal Aviation Administration) des États-Unis. Les limites de bruit de la 5e étape réduisent les limites de seulement sept décibels de bruit perçu effectif ( EPNdB ), dans l'enveloppe de bruit des propulseurs à soufflante. L'étude a également projeté que les rotors ouverts seraient 9 % plus économes en carburant, mais resteraient 10 à 12 décibels plus bruyants que les turboréacteurs. Snecma a affirmé que ses moteurs à soufflante à soufflante auraient à peu près les mêmes niveaux de bruit que son turboréacteur CFM LEAP .

En 2021, CFM International a annoncé son programme de développement Revolutionary Innovation for Sustainable Engines (RISE) visant à produire un propulseur à un étage entraîné par engrenages associé à des stators actifs dans une configuration extracteur/tracteur, les essais en vol devant commencer d'ici 2025. Le rotor devait avoir un diamètre de 12 à 13 pieds (3,7 à 4,0 m). Le moteur devait produire une poussée de 20 000 à 35 000 lbf (9 100 à 15 900 kgf ; 89 à 156 kN), avec une augmentation de 20 % du rendement énergétique. L'entreprise a affirmé que sa motivation était l'accent mis à l'échelle mondiale sur la réduction des émissions. Le moteur était prévu pour prendre en charge à la fois l'hydrogène et les carburants d'aviation durables . Le moteur devait inclure un noyau compact à haute pression et un système de récupération pour préchauffer l'air de combustion avec la chaleur d'échappement ainsi que des composites à matrice céramique dans la section chaude et des pales de ventilateur composites moulées par transfert de résine. En plus du rotor, la conception comprend un ensemble non rotatif de pales de stator à pas variable qui agissent comme des aubes de récupération de flux. La conception augmente le rapport soufflante-pression et réduit la charge du rotor, augmentant ainsi la vitesse de l'air. L'étage de soufflante doit être alimenté par un compresseur d'appoint à grande vitesse et une boîte de vitesses avant entraînée par un arbre à grande vitesse et à basse pression. Le moteur est prévu pour une certification en tant que « moteur intégré » au lieu d'une « hélice/moteur » traditionnelle en raison de la complexité de son intégration à la cellule. CFM a prévu un rotor aérodynamique tridimensionnel avec 12 pales composites en fibre de carbone tissée. Aidé par un noyau de moteur plus petit, le moteur CFM RISE aurait un taux de dilution de 75.

Les turbopropulseurs ont une vitesse optimale inférieure à environ 450 mph (390 kn ; 720 km/h), car les hélices perdent en efficacité à grande vitesse, en raison d'un effet connu sous le nom de traînée d'onde qui se produit juste en dessous des vitesses supersoniques . Cette traînée puissante a une apparition soudaine et a conduit au concept de mur du son lorsqu'il a été rencontré pour la première fois dans les années 1940. Cet effet peut se produire chaque fois que l'hélice tourne suffisamment vite pour que les extrémités des pales approchent la vitesse du son.

Le moyen le plus efficace de résoudre ce problème est d'ajouter des pales à l'hélice, ce qui lui permet de fournir plus de puissance à une vitesse de rotation plus faible. C'est pourquoi de nombreux chasseurs de la Seconde Guerre mondiale ont commencé avec des hélices à deux ou trois pales, mais à la fin de la guerre, ils en utilisaient jusqu'à cinq ; à mesure que les moteurs ont été modernisés, de nouvelles hélices étaient nécessaires pour convertir plus efficacement cette puissance. L'ajout de pales rend l'hélice plus difficile à équilibrer et à entretenir, et les pales supplémentaires entraînent des pénalités de performance mineures en raison de problèmes de traînée et d'efficacité. Mais même avec ce genre de mesures, la vitesse d'avancement de l'avion combinée à la vitesse de rotation des extrémités des pales de l'hélice (connue ensemble sous le nom de vitesse de l'extrémité hélicoïdale) finira par entraîner à nouveau des problèmes de traînée de vagues. Pour la plupart des avions, cela se produit à des vitesses supérieures à environ 450 mph (390 kn ; 720 km/h).

En 1935, des chercheurs allemands ont découvert une méthode permettant de réduire la traînée des vagues : le balayage de l'aile vers l'arrière. Aujourd'hui, presque tous les avions conçus pour voler à plus de 720 km/h (450 mph) utilisent une aile en flèche . Comme l'intérieur de l'hélice tourne plus lentement que l'extérieur, la pale est progressivement ramenée vers l'extérieur, ce qui lui donne une forme courbée semblable à un cimeterre . Cette pratique a été utilisée pour la première fois en 1909, sur l' hélice bipale en bois Chauvière utilisée sur le Blériot XI . (Au niveau de la racine de la pale, la pale est en fait balayée vers l'avant dans le sens de rotation, pour contrer la torsion générée par les extrémités des pales balayées vers l'arrière.) Le ventilateur à hélice de test Hamilton Standard a été balayé progressivement jusqu'à un maximum de 39 degrés aux extrémités des pales, permettant au ventilateur à hélice de produire une poussée même si les pales avaient une vitesse de pointe hélicoïdale d'environ Mach 1,15.

Les pales du GE36 UDF et du 578-DX ont une vitesse de rotation maximale en bout de pale d'environ 750-800 pi/s (230-240 m/s ; 510-550 mph ; 820-880 km/h), soit environ la moitié de la vitesse de rotation maximale en bout de pale pour les pales d'hélice d'un turboréacteur conventionnel. Cette vitesse de rotation maximale en bout de pale serait maintenue constante malgré un diamètre d'hélice plus large ou plus étroit (entraînant une réduction ou une augmentation du régime, respectivement).

La traînée peut également être réduite en rendant les pales plus fines, ce qui augmente la vitesse que les pales peuvent atteindre avant que l'air devant elles ne devienne compressible et ne provoque des ondes de choc. Par exemple, les pales du propulseur d'hélice d'essai Hamilton Standard avaient un rapport épaisseur/corde qui diminuait de moins de 20 % à la jonction du cône à 2 % aux extrémités et à 4 % à mi-envergure. Les pales du propulseur d'hélice avaient environ la moitié du rapport épaisseur/corde des meilleures pales d'hélice conventionnelles de l'époque, étaient amincies jusqu'à devenir tranchantes comme des rasoirs sur leurs bords, et pesaient à peine 20 livres (9,1 kg). (Le moteur UDF GE36 qui a été testé sur le Boeing 727 avait des pales avant et arrière qui pesaient 22,5 et 21,5 livres (10,2 et 9,8 kg) chacune.)

L'un des principaux problèmes des ventilateurs à hélice est le bruit. Les recherches menées dans les années 1980 sur les ventilateurs à hélice ont permis de découvrir des moyens de réduire le bruit, mais au prix d'une réduction du rendement énergétique, ce qui atténue certains des avantages des ventilateurs à hélice.

Les méthodes générales de réduction du bruit comprennent la réduction de la vitesse de pointe et la diminution de la charge des pales, ou de la quantité de poussée par unité de surface de pale. Un concept similaire à la charge alaire , la charge des pales peut être réduite en diminuant la poussée requise ou en augmentant la quantité, la largeur et/ou la longueur des pales. Pour les ventilateurs à hélice contrarotatifs, qui peuvent être plus bruyants que les turbopropulseurs ou les ventilateurs à hélice monorotatifs, le bruit peut également être réduit de la manière suivante :

• augmenter l’écartement entre les hélices ;
• maintenir les longueurs des pales de l'hélice arrière plus courtes que celles de l'hélice avant, de sorte que les pales de l'hélice arrière évitent de couper les tourbillons des extrémités des pales de l'hélice avant ( interaction pale-tourbillon ) ;
• en utilisant un nombre différent de pales sur les deux hélices, pour éviter le renforcement acoustique ; et
• faire tourner l'hélice avant et l'hélice arrière à des vitesses différentes, également pour éviter le renforcement acoustique.

Les fabricants de moteurs s'attendent à ce que les implémentations de ventilateurs à hélices soient conformes aux réglementations sur le bruit de la communauté (par opposition à celles de la cabine) sans sacrifier l'avantage d'efficacité. Certains pensent que les ventilateurs à hélices peuvent potentiellement avoir moins d'impact sur la communauté que les turboréacteurs, compte tenu de leurs vitesses de rotation plus faibles. Les ventilateurs à hélices à engrenages devraient avoir un avantage sur les ventilateurs à hélices sans engrenages pour la même raison.

En 2007, le Progress D-27 a été modifié pour répondre aux réglementations de la Federal Aviation Administration (FAA) des États-Unis , qui correspondent aux normes du chapitre 4 de l'Organisation de l'aviation civile internationale (OACI) et ont été adoptées en 2006. Une étude commerciale de 2012 a projeté que le bruit de la technologie de rotor ouvert existante serait de 10 à 13 décibels plus silencieux que le niveau de bruit maximal autorisé par la réglementation de la phase 4 ; les nouvelles limites de bruit de la phase 5 (qui ont remplacé la réglementation de la phase 4 pour les plus gros avions en 2018 et reflétaient la norme de bruit du chapitre 14 de l'OACI établie en 2014) sont plus restrictives que l'exigence de la phase 4 de seulement sept décibels de bruit perçu effectif ( EPNdB ), de sorte que la technologie actuelle du propfan ne devrait pas être entravée par les normes de la phase 5. L'étude a également projeté qu'au niveau technologique actuel, les rotors ouverts seraient 9 % plus économes en carburant, mais resteraient 10 à 12 décibels plus bruyants que les turboréacteurs. Snecma maintient cependant que les tests à rotor ouvert montrent que ses moteurs à ventilateurs à hélice auraient à peu près les mêmes niveaux de bruit que son turboréacteur CFM LEAP , entré en service en 2016.

Des réductions supplémentaires peuvent être obtenues en repensant la structure de l'avion pour protéger le bruit du sol. Par exemple, une autre étude a estimé que si des moteurs à ventilateur étaient utilisés pour propulser un avion à fuselage hybride au lieu d'un avion à tube et aile conventionnel, les niveaux de bruit pourraient être réduits jusqu'à 38 EPNdB par rapport aux exigences du chapitre 4 de l'OACI. En 2007, la compagnie aérienne à bas prix britannique easyJet a présenté son concept ecoJet, un avion de 150 à 250 sièges avec des moteurs à rotor ouvert montés en V reliés au fuselage arrière et protégés par une queue en U. Elle a entamé sans succès des discussions avec Airbus, Boeing et Rolls-Royce pour produire l'avion.

Un avion bimoteur transportant 100 à 150 passagers nécessiterait des diamètres de propfan de 120 à 168 pouces (300 à 430 cm ; 10,0 à 14,0 pieds ; 3,0 à 4,3 m), et un propfan avec un diamètre d'hélice de 236 pouces (600 cm ; 19,7 pieds ; 6,0 m) produirait théoriquement près de 60 000 lbf (270 kN) de poussée. Ces tailles atteignent les taux de dilution élevés souhaités de plus de 30, mais elles sont environ deux fois plus grandes que le diamètre des turboréacteurs à double flux de capacité équivalente. Pour cette raison, les avionneurs conçoivent généralement l' empennage avec une configuration en T afin d'éviter que le sillage turbulent des hélices n'influence négativement les gouvernes de profondeur et ne provoque des problèmes de vibrations. Les propfans peuvent être fixés à la partie supérieure du fuselage arrière . Pour le prototype de ventilateur à hélice Rolls-Royce RB3011 , un pylône d'environ 2,54 m (100 po) de long serait nécessaire pour relier le centre de chaque moteur au côté du fuselage. Si les ventilateurs à hélice sont montés sur les ailes, ces dernières seraient fixées à l'avion dans une configuration d'aile haute , ce qui permet une garde au sol sans nécessiter de train d'atterrissage excessivement long . Pour la même quantité de puissance ou de poussée produite, un ventilateur non caréné nécessite des pales plus courtes qu'un ventilateur à hélice à engrenages, bien que les problèmes d'installation globaux s'appliquent toujours.

Les turbopropulseurs et la plupart des propulseurs à soufflante sont classés en fonction de la quantité de chevaux-vapeur (shp) qu'ils produisent, contrairement aux turboréacteurs à soufflante et aux propulseurs à soufflante à flux dirigé (UDF), qui sont classés en fonction de la quantité de poussée qu'ils produisent. La règle générale est qu'au niveau de la mer avec un moteur statique, 1 cheval-vapeur (750 watts) équivaut à peu près à 2 livres-force (8,9 N) de poussée, mais à l'altitude de croisière, cela se transforme en environ 1 livre-force (4,4 N) de poussée. Cela signifie que deux moteurs de 25 000 lbf de poussée (110 kN) peuvent théoriquement être remplacés par une paire de propulseurs à soufflante à flux dirigé de 12 000 à 13 000 ch (8 900 à 9 700 kW) ou par deux propulseurs à soufflante à flux dirigé (UDF) de 25 000 lbf de poussée (110 kN).

• General Electric GE36
• Kouznetsov NK-93
• Métrovick F.5
• Pratt & Whitney/Allison 578-DX
• Progrès D-27
• Progrès D-236
• Rolls-Royce RB3011

• Antonov An-70

• Antonov An-180
• ATRA-90
• Boeing 7J7
• Grumman MR1
• Grumman MR2
• Grumman VSTOL
• McDonnell Douglas MD-94X
• MPC-75
• Yakovlev Yak-44
• Yakovlev Yak-46