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La présente invention se rapporte au groupe propulseur d'un hélicoptère à turbine à gaz.
Le rotor d'un hélicoptère est normalement commandé @ pour tourner à. une vitesse sensiblement constante, c'est-à-dire dans une gamme de vitesse très étroite, par exemple, 230 à 260 tours/minute pendant toutes les conditions de fonctionnement en vol.
Lorsque l'on utilise une turbine à gaz comme groupe propulseur, il est souhaitable que ce soit une turbine du type libre, le compres- seur étant entraîné par une turbine (cet ensemble étant appelé ci-après le générateur de gaz) et la turbine libre étant reliée à un mécanisme de réduction approprié pour entraîner le rotor.
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Dans un tel agencement, la puissance développée dépend surtout de la vitesse du générateur de gaz et, pendant la descente de l'hélicoptère il peut être nécessaire de ne développer aucune puissance, ce qui requiert une allure lente du générateur de gaz.
Cette nécessité peut amener une réduction de la vi- tesse de rotation du générateur de gaz telle que ce dernier soit incapable d'accélérer rapidement de cette vitesse jusqu'à sa pleine puissance, par exemple en deux secondes, cette accéléra- tion rapide étant exigée dans certains cas. La présente invention a pour but d'écarter cet inconvénient.
Suivant l'invention, le groupe propulseur comporte en plus du générateur de gaz, une turbine indépendante et un rotor d'hélicoptère, la turbine indépendante servant à entraîner le- rotor de l'hélicoptère, un accouplement à sens unique, du type communément dénommé "roue libre", étant intercalé entre la tur- bine indépendante et le générateur de gaz, l'organe entraîneur de l'accouplement à sens unique étant relié à la turbine indépendante et l'organe entraîné de l'accouplement à sens unique étant relié au générateur de gaz, de sorte que chaque fois que la vitesse du générateur de gaz qui, autrement, tomberait en dessous de la vites- se minimum prédéterminée du rotor de l'hélicoptère, tombe suffisam- ment,
l'accouplement à sens unique se bloque pour empêcher que la vitesse du générateur de gaz ne tombe en-dessous d'une valeur choisie permettant une reprise et une accélération rapide jusqu'à la pleine puissance. bans les dessins schématiques annexés : la fig. 1 est une coupe en élévation d'un groupe propul- seur pour hélicoptère à turbine à gaz, conforme à la présente invention, et la fig. 2 est une coupe suivant la ligne 2-2 de la fig. 1
Le groupe propulseur pour hélicoptère à turbine à gaz, représenté aux dessins, comporte une prise d'air 10 reliée à un compresseur 11, une chambre de combustion 12 et une section de
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de turbine 13.
Les pales du rotor 15 du compresseur 11 sont montées sur un arbre 16 qui est tourillonné dans des paliers 17, 18, 19.
Deux étages'd'un rotor de turbine 20 et 21 sont fixés à l'extrémité de l'arbre 16, éloignée du compresseur 11. La partie de la turbine qui comporte les deux étages de rotor 20 et 21, ainsi que l'arbre
16 et le compresseur 11, forment l'ensemble générateur de gaz.
Deux étages supplémentaires de rotor de turbine 22 et 23 sont fixés à un arbre 24 qui est tourillonné dans un-palier 25, les deux étages 22 et 23 formant la turbine indépendante. Un logement rotatif 26 par l'intermédiaire duquel est entraîné le rotor de l'hélicoptère 14 est tourillonné dans des paliers 27 portés par une, partie fixe du carter 28. Un engrenage 29 est fixé à l'arbre 24.
Un arbre 30 tourillonné dans des paliers 31 et 32 logés dans des brides 33 et 34 qui font respectivement corps avec le loge- ment 26. L'arbre 30 comporte un engrenage 35 qui en fait partie intégrante et qui engrène l'engrenage 29, ainsi qu'un engrenage
36 qui en fait partie intégrante et qui engrène une couronne dentée fixe 37 prévue sur la périphérie intérieure d'une bride intérieure du carter 28.
Le rotor 14 de l'hélicoptère est entraîné par la turbine indépendante 22, 23, par l'intermédiaire du réducteur décrit, et est soumis à un contrôle de vitesse constant, pour le maintenir dans des limites prédéterminées, par un dispositif classique qui ne fait pas partie de la présente invention.
La turbine indépendante (comportant les étages 22 et 23 du rotor), l'arbre 24, la transmission décrite plus haut et le rotor 14 de l'hélicoptère forment un ensemble à turbine indépen- dante pour hélicoptère. La turbine indépendante est agencée pour fournir au moins la puissance nécessaire pour faire fonctionner le rotor d'un hélicoptère, et possède de préférence un léger sur lus de puissance.
L'organe entraîneur 39 d'un accouplement à sens unique
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est fixé à la périphérie extérieure de l'arbre.24, l'organe en- traîne de cet accouplement étant formé intérieurement sur l'arbre 16 du générateur de gaz. Des organes mobiles d'accouplement 41 sont supportés entre l'organe entraîneur 39 et l'organe entraîné 40, tout l'accouplement à sens unique étant en fait contenu dans l'espace annulaire séparant les arbres 16 et 24. La flèche 9 indique le sens de rotation des organes 39 et 40.
Grâce à cette construction, lorsque l'hélicoptère descend on peut étrangler le générateur de gaz pour qu'il fournisse une puissance minimum, mais pendant ce temps la vitesse du compres- seur ne pourra jamais tomber en-dessous d'une valeur choisie, per- mettant une reprise et une accélération rapide jusqu'à la pleine puissance, parce que l'accouplement à sens unique se bloquera pour maintenir la vitesse du compresseur chaque fois que la vitesse de l'arbre 16 tomberait autrement en-dessous de la vitesse de l'arbre 24.
Ainsi, pour une vitesse de rotation minimum prédéter- minée donnée du rotor 14, on peut choisir un rapport pour la transmission 29, 35, 36, 37 tel que la vitesse du compresseur ne puisse jamais tomber en-dessous de la vitesse choisie, qui est choisie en fonction des caractéristiques du générateur de gaz.
Lorsque la vitesse du générateur de gaz est tombée à cette valeur, on peut réduire la puissance à une vitesse de rotation constante.
L'accouplement à sens unique offre l'avantage supplémen- taire d'empêcher la turbine indépendante de s'emballer si elle était isolée du rotor de l'hélicoptère, parce qu'aussitôt que la vitesse de la turbine indépendante tend à dépasser celle du géné- rateur de gaz, l'accouplement à sens unique se bloque et le géné- rateur de gaz agit comme un frein sur la turbine indépendante ,
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The present invention relates to the propulsion unit of a gas turbine helicopter.
The rotor of a helicopter is normally commanded @ to turn at. a substantially constant speed, i.e. in a very narrow speed range, for example 230 to 260 rpm during all operating conditions in flight.
When a gas turbine is used as a propellant, it is desirable that it be a turbine of the free type, the compressor being driven by a turbine (this assembly being called hereinafter the gas generator) and the turbine. free being connected to a suitable reduction mechanism to drive the rotor.
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In such an arrangement, the power developed depends mainly on the speed of the gas generator and, during the descent of the helicopter it may be necessary not to develop any power, which requires a slow speed of the gas generator.
This necessity may lead to a reduction in the speed of rotation of the gas generator such that the latter is unable to accelerate rapidly from this speed to its full power, for example in two seconds, this rapid acceleration being required. in some cases. The object of the present invention is to eliminate this drawback.
According to the invention, the propulsion unit comprises, in addition to the gas generator, an independent turbine and a helicopter rotor, the independent turbine serving to drive the rotor of the helicopter, a one-way coupling, of the type commonly referred to as "freewheel" being interposed between the independent turbine and the gas generator, the driving member of the one-way coupling being connected to the independent turbine and the driven member of the one-way coupling being connected to the gas generator, so that whenever the speed of the gas generator, which would otherwise fall below the predetermined minimum speed of the helicopter rotor, falls sufficiently,
the one-way coupling locks to prevent the gas generator speed from falling below a selected value allowing rapid pick-up and acceleration to full power. bans the accompanying schematic drawings: FIG. 1 is a sectional elevation of a propulsion unit for a gas turbine helicopter in accordance with the present invention, and FIG. 2 is a section taken along line 2-2 of FIG. 1
The propulsion unit for a gas turbine helicopter, shown in the drawings, comprises an air intake 10 connected to a compressor 11, a combustion chamber 12 and a section of
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turbine 13.
The blades of the rotor 15 of the compressor 11 are mounted on a shaft 16 which is journaled in bearings 17, 18, 19.
Two stages of a turbine rotor 20 and 21 are attached to the end of the shaft 16, remote from the compressor 11. The part of the turbine which has the two rotor stages 20 and 21, as well as the shaft
16 and the compressor 11, form the gas generator assembly.
Two additional turbine rotor stages 22 and 23 are attached to a shaft 24 which is journaled in a bearing 25, the two stages 22 and 23 forming the independent turbine. A rotary housing 26 through which the rotor of the helicopter 14 is driven is journaled in bearings 27 carried by a fixed part of the housing 28. A gear 29 is fixed to the shaft 24.
A shaft 30 journalled in bearings 31 and 32 housed in flanges 33 and 34 which are respectively integral with the housing 26. The shaft 30 has a gear 35 which is an integral part thereof and which engages the gear 29, thus than a gear
36 which forms an integral part thereof and which engages a fixed toothed ring 37 provided on the inner periphery of an inner flange of the housing 28.
The rotor 14 of the helicopter is driven by the independent turbine 22, 23, through the reduction gear described, and is subjected to a constant speed control, to keep it within predetermined limits, by a conventional device which does not not part of the present invention.
The independent turbine (comprising the stages 22 and 23 of the rotor), the shaft 24, the transmission described above and the rotor 14 of the helicopter form an independent turbine assembly for a helicopter. The independent turbine is arranged to provide at least the power necessary to operate the rotor of a helicopter, and preferably has a slight overpower.
The driving member 39 of a one-way coupling
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is fixed to the outer periphery of the shaft 24, the driving member of this coupling being formed internally on the shaft 16 of the gas generator. Movable coupling members 41 are supported between the driving member 39 and the driven member 40, the entire one-way coupling being in fact contained in the annular space separating the shafts 16 and 24. The arrow 9 indicates the position. direction of rotation of components 39 and 40.
Thanks to this construction, when the helicopter descends the gas generator can be throttled so that it provides a minimum power, but during this time the speed of the compressor can never fall below a chosen value, per - putting a quick pick-up and acceleration up to full power, because the one-way coupling will lock to maintain the compressor speed whenever shaft speed 16 would otherwise drop below the speed of tree 24.
Thus, for a given predetermined minimum rotational speed of the rotor 14, one can choose a ratio for the transmission 29, 35, 36, 37 such that the speed of the compressor can never fall below the chosen speed, which is chosen according to the characteristics of the gas generator.
When the speed of the gas generator has fallen to this value, the power can be reduced to a constant rotational speed.
The one-way coupling offers the added benefit of preventing the independent turbine from racing if it were isolated from the helicopter rotor, because as soon as the speed of the independent turbine tends to exceed that of the helicopter. gas generator, the one-way coupling is blocked and the gas generator acts as a brake on the independent turbine,