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D'autre part, sur la figure 2 des dessins annexés, il y a lieu de désigner certains éléments par les chiffres de référence : 80, 7 82 et d'indiquer un double passage dans la partie inférieure à droite sur cette figure, comme lisible sur le dessin rectificatif.
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La présente invention se rapporte aux mécanismes de commande de groupes moteurs d'appareils d'aviation du genre comprenant un moteur à turbine à gaz relié mécaniquement à une hélice ou un système de voilure tournante ayant une notable inertie.
Normalement les groupes moteur à turbine et hélice comprennent un mécanimse automatique commandé par un régulateur pour régler le pas des pales de l'hélice de manière à maintenir une certaine vitesse du moteur, choisie par le pilote. Le mécanisme sélecteur de vitesse du pilote est, de plus, normalement relié au mécanisme de commande du débit de combustible au moteur et par conséquent de la puissance développée. Une telle disposition en conjonction normalement avec des dispositifs de fin dosage de combustible, sensibles par exemple à la pression ambiante, ou des dispositifs de sécurité tels que des commandes empêchant une vitesse exagérée du moteur ou une surchauffe, fonctionne de façon satisfaisante dans des conditions normales de vol étant donné que des caractéristiques de puissance et de vitesse du moteur ont une relation prédéterminée.
Dans certaines installations cependant, par exemple dans des hélicoptères où l'inertie du rotor est grande, le pilote a également besoin d'une commande manuelle indépendante pour modifier le pas des pales du rotor, étant donné que ce n'est que par un rapide changement du pas que des changements rapides d'ascension peuvent être obtenus. Ainsi l'inertie d'un rotor de grand diamètre tend à empêcher un changement soudain de la vitesse du moteur, et amène un retard appréciable avant qu'un changement déterminé de puissance produise un changement correspondant d'ascension du rotor.
Toutefois, si le pilote dispose d'une commande manuelle du pas du rotor, le rapport normalement établi entre la vitesse et la puissance développée du moteur peut être dérangé. De plus l'inertie du rotor de grand diamètre, et le retard de l'accélération ou de la décélération qui s'ensuit, ont tendance à déranger le rapport vitesse-puissance, et il y a risque de surchauffe ou d'engorgement si le pilote passe soudainement à la pleine puissance ou augmente rapidement le pas des pales du rotor.
La présente invention a pour but de procurer un mécanisme de commande perfectionné pour un groupe moteur du genre décrit, qui permette au pilote de disposer d'une commande manuelle du pas des pales d'hélice, sans déranger le rapport vitesse-puissance du moteur au delà de certaines limites de sécurité, et assurer aussi une accélération rapide de l'hélice à forte inertie lorsque c'est nécessaire.
Suivant l'invention, le mécanisme de commande d'un groupe moteur d'appareil d'aviation comprenant un moteur à turbine à gaz ayant une turbine reliée mécaniquement à une hélice ou voilure tournante d'hélicoptère à grande inertie (appelée ci-après pour la facilité d'une hélice) comprend un système de pompe à combustible capable d'établir un taux de débit variable, un orifice réglable de dosage dans le conduit de débit du système de pompe, cet orifice étant commandé par au moins un organe d'étranglement réglable, un générateur de signal hydraulique de pression-vitesse, propre à donner un signal de pression provoqué par les variations de vitesse du moteur, un régulateur de pompe actionné par ce signal de pression, et propre à commander ou limiter le taux volumétrique de débit de la pompe,
un mécanisme actionné par un dispositif sensible aux variations de la vitesse du moteur et propre à commander la position de l'organe étrangleur dans un sens augmentant la section de l'orifice aux vitesses croissantes du moteur, et vice versa, et un dispositif pour régler le taux de débit volumétrique de la pompe indépendamment du signal de pression-vitesse.
Il est clair que la turbine peut être une turbine libre, ou accouplée à un compresseur.
La pompe elle-même est de préférence d'un type à débit variable, tel qu'une pompe à plateau inclinable , la position de ce plateau étant commandée par
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un piston soumis d'un côté µ la pression de débit de la pompe et de l'autre c8té à une pression de commande qui peut être une combinaison des pressions d'un fluide et d'un ressort.
Suivant une caractéristique préférée de l'invention, la pompe est entraînée à une vitesse proportionnelle à la vitesse du moteur, et agit comme génératrice de signal de pression.
Le système de commande comporte également de préférence un dispositif sensible à la chute de pression dans l'orifice de dosage, et propre à réduire le débit du système de pompe si cette chute de pression dépasse une valeur choisie qui peut être automatiquement réglée suivant d'autres facteurs variables tels que la température et la pression d'air.
Etant donné que l'organe étrangleur se déplace pour fermer l'orifice lorsque la vitesse du moteur tombe, des difficultés peuvent surgir au démarrage, et le système de commande peut également comporter un dispositif de décrochage pour régler la position de l'organe d'étranglement et ouvrir l'orifice jusqu'à un certain point lors du démarrage du moteur.
L'invention peut être réalisée de différentes façons et une forme de réalisation sera décrite ci-après, à titre d'exemple, appliquée à un moteur à turbine à gaz relié mécaniquement à un rotor d'hélicoptère par l'intermédiaire d'un embrayage hydraulique et d'un dispositif à roue libre permettant au rotor de tourner plus vite que le moteur. Dans les dessins annexés :
Fig. 1 est une représentation schématique, partiellement en coupe, d'un moteur à turbine à gaz et du rotor d'un hélicoptère, ét
Fig. 2 est une représentation schématique d'un système de commande de combustible.
Sur la fig. 1, le moteur comprend un compresseur 1 relié à une turbine à gaz d'échappement 2, une entrée d'air 3, un conduit d'échappement 4, et des chambres de combustion 5 comportant des brûleurs de combustible 6. L'arbre du turbocompresseur 7 est relié par l'intermédiaire d'un réducteur de vitesse 8, d'un accouplement hydraulique 9, et d'un dispositif à roue libre 10, au rotor 11 de l'hélicoptère. Chaque pale du rotor comporte un mécanisme de commande du pas 12 d'un genre connu qui ne sera pas décrit davantage. Le pas des pales du rotor peut être réglé manuellement au moyen d'un levier à main de commande de pas manoeuvré par le pilote (non représenté).
Le système de commande de combustible représenté sur la Fig. 2 comprend une pompe à combustible à pression 15 à plaque oscillante et à débit variable. La pompe comprend un rotor de pompe 13 entraîné par un arbre 14 qui est relié par engrenages à l'arbre du moteur turbocompresseur, et un plateau inclinable 16 qui agit sur des plongeurs 17. L'inclinaison du plateau, et par conséquent le débit de la pompe, sont commandés par un piston hydraulique 18 soumis d'un coté à la pression de débit de la pompe régnant dans un conduit de débit 19, et, du coté opposé 20, à un fluide hydraulique dont la pression est appelée ci-après la pression régulatrice.
Un ressort de compression 21 agit également sur la seconde face du piston, et la @ règle automatiquement son débit pour maintenir une pression de sortie qui est déterminée par la valeur instantanée de la pression régulatrice. La chambre 20 du deuxième c8té du piston est reliée à la chambre 22 du premier coté par un orifice étranglé 23.
L'intérieur du carter de la pompe 15, c'est-à-dire la partie qui renferme le plateau inclinable et qui est hydrauliquement séparée.du circuit d'actionnement de la pompe, est remplie de fluide hydraul-ique, et un conduit de signal de pression 2,5,est relié à la partie extérieure du carter. Etant donné que la pompe est entraînée directement par le moteur, la pression engendrée dans le carter par action centrifuge, qui est donc la pression hydraulique régnant dans le conduit de signal 25, dépend directement de la vitesse du moteur. Cette pression sera ap-
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pelée pour la clarté la pression de vitesse.
Le conduit de signal de pression mène à une chambre contenant un diaphragme flexible 30, qui est soumis d'un coté à la pression de vitesse régnant dans le conduit 25, et de l'autre côté, par un forage 31, à une faible pression relativement constante régnant dans le conduit d'admission 32 de la pompe. Le diaphragme est relié par un culbuteur 33 à une valve de fuite 34 permettant à la pression de fluide de s'échapper de la chambre 20 contenant le fluide à la pression régulatrice. Cette valve de fuite s'ouvre à l'encontre d'un ressort 35, de manière à commander la pression régulatrice, en réponse au déplacement du diaphragme 30 causé par une augmentation de la pression de vitesse.
Un ressort 36 agit également sur le diaphragme, en sens opposé à la pression de vitesse, l'extrémité extérieure de ce ressort étant fixée à une butée mobile 37, qui peut être commandée manuellement par le pilote au moyen d'un levier sélecteur de vitesse 38. Par ce levier, le pilote peut choisir la pression de vitesse de référence, et par conséquent la vitesse particulière du moteur à laquelle l'orifice de purge 34 s'ouvre pour limiter la course de la pompe, en d'autres mots le taux de débit volumétrique de la pompe.
Le conduit de débit 19 de la pompe mène à un dispositif de dosage réglable 40, et de là au brûleur 6 dans les chambres de combustion du moteur via une valve de vidange 41.Le dispositif de dosage 40 comprend un boîtier cylindrique 42 dans lequel est monté un manchon creux 43 qui forme l'organe d'étranglement réglable décrit ci-dessus, et comporte une fente diminuant progressivement de largeur 44. Une paire de manchons creux de fin dosage 45, 46, sont montés dans le manchon 43, dont chacun peut être réglé longitudinalement, de manière à déterminer la largeur d'un espace annulaire 47 entre leurs extrémités adjacentes. La fente 44 du manchon 43 coopère avec cet espace annulaire 47 pour définir l'orifice de dosage, et le combustible passe de la pompe vers l'intérieur des manchons et sort par un orifice 48 de la paroi latérale du boîtier.
Le fonctionnement et la fonction des manchons de fin dosage 45, 46 ne font pas partie de la présente invention, et on ne les décrira pas davantage.
Le manchon creux 43 d'autre part constitue une partie essentielle de la présente invention et sa position longitudinale est commandée par un servo-mécanisme hydraulique 50 qui est actionné par des changements du signal de pression-vitesse dans le conduit 25. Le servo-mécanisme comprend une chambre 51 contenant un diaphragme 52, dont un côté est soumis à la pression-vitesse communiquée par le courant 25 via un conduit 53, tandis que l'autre c8té du diaphragme est soumis à la même pression, relativement faible, qu'à l'admission 32 de la pompe, qui règne également d'un c8té du diaphragme flexible associé à la commande manuelle de vitesse du pilote.
Le diaphragme 52 agit par l'intermédiaire d'un poussoir 54 et à l'encontre d'un ressort de compression centralisateur 55 sur une servo-valve de renversement 56, propre à relier sélectivement un côté d'un piston servo-hydraulique 57 à une source de servo-fluide haute pression 58, et l'autre coté de ce piston à l'atmosphère 59. Le piston est relié mécaniquement à une butée mobile 60 agissant sur le,ressort centralisateur 55, de manière à augmenter la force du ressort pour compenser l'augmentation de pression-vitesse agissant sur le diaphragme 52, et par conséquent ramener la servo-valve 56 dans sa position neutre.
Le piston 57 est relié également par une tringlerie mécanique 61 à un levier flottant 62 dont le point médian est attaché au manchon creux de dosage 45, et est disposé de manière que des déplacements du piston dus à une augmentation de pression-vitesse déplacent le manchon 45 dans un sens propre à augmenter la dimension de l'orifice de dosage. Le servo-mécanisme commande ainsi la position du manchon de dosage 45, donnant un réglage unique du manchon pour n'importe quelle vitesse instantanée du moteur.
La chute de pression dans l'orifice de dosage 44, 47 est palpée par les conduits de pression 70, 71 en amont et en aval de celui-ci, qui mènent aux cotés opposés d'une chambre 72 comprenant un diaphragme flexible 73. En antagonisme à un ressort de compression 74, ce diaphragme ouvre une valve de fuite de sécu-
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rité 75 reliée à la chambre 20 à la pression régulatrice, de manière à réduire le taux de débit volumétrique de la pompe si la chute de pression dans l'orifice de dosage 44, 47 dépasse une valeur prédéterminée. Ceci agit comme dispositif de sécurité pour empêcher que la chute de pression ne dépasse un maximum calculé.
La valve de vidange 41 est normalement agencée pour couper les brûleurs 6 du conduit d'alimentation de combustible 19, et les relier simultanément à une vidange 76. L'admission 17 à la valve reçoit du combustible de l'orifice de dosage par une valve de contre-pression 78, et l'arbre de la valve 79 relie l'admission soit à la vidange 76 soit à un conduit d'alimentation 80 menant au brûleur 6. La valve est actionnée par un levier à main 81, et ce même levier est relié par une tringlerie 82 au levier flottant 62 qui commande le déplacement du premier manchon d'étranglement creux 45 dans le dispositif de dosage. La disposition est telle qu'un premier déplacement du levier de vidange 81, dans le sens de la flèche, ferme le conduit de vidange 76 et relie les brûleurs au conduit d'alimentation de combustible, ce qui permet de faire démarrer le moteur.
Un déplacement plus prononcé du levier décroche la commande du manchon de dosage 45, qui sans cela viendrait dans sa position de débit minimum, et le moteur accélère alors jusqu'à la vitesse du ralenti.
Lorsque le moteur fonctionne, le pilote choisit initialement une vitesse de moteur de référence au moyen du levier sélecteur de vitesse 38, et le moteur accélère de la vitesse de ralenti jusqu'à cette vitesse choisie; la pressionvitesse dans le conduit de signal de pression 25 ouvre alors la valve de fuite 34 pour réduire la pression régulatrice et par conséquent le débit de la pompe, de manière que la vitesse du moteur soit maintenue constante à cette valeur.La dimension de l'orifice de dosage 44, 47 déterminée par le manchon de dosage étrangleur est automatiquement réglée en réponse à la pression-vitesse, et a la valeur unique calculée correspondant à cette vitesse.
Si le pilote choisit alors une vitesse de référence plus élevée du moteur au levier 38, la pression régulatrice augmente immédiatement et la pression de sortie de la pompe augmente également au maximum possible à la vitesse instantanée du moteur, soumise à une limite imposée par la valve de fuite de sécurité 75, sensible à la chute de pression dans l'orifice de dosage. Du combustible est admis au moteur au niveau maximum compatible avec la sécurité, et lorsque le moteur accélère, la section de l'orifice de dosage 44, 47 augmente automatiquement aussi, augmentant encore le taux de débit de combustible suivant l'augmentation de vitesse du moteur.
Lorsque le moteur et le rotor 11 atteignent la vitesse nouvellement choisie, la pression régulatrice et le débit de la pompe sont réduits comme décrit ci-dessus pour maintenir la vitesse choisie à un niveau constant.
Si le pilote choisit une vitesse de référence inférieure, la pression régulatrice dans la chambre 20 est immédiatement réduite, réduisant ainsi le débit de la pompe, et la vitesse du moteur tombe, l'orifice de dosage se fermant progressivement suivant la vitesse. Sauf si le changement de sélection de vitesse est opéré doucement, le dispositif de roue libre 10 est désaccouplé et la vitesse du rotor dépasse celle du moteur jusqu'à ce que le dispositif de roue libre réenclenche quand les vitesses sont synchronisées.
Si le pilote, par sa commande à main du pas du rotor, vient soudainement à augmenter le pas, pour obtenir une soudaine augmentation d'ascension, et si la vitesse du moteur tombe même d'une très petite quantité, la pression régulatrice du signal dans la chambre 20 augmente immédiatement et le débit de la pompe @ augmente de façon semblable au maximum possible. La puissance maximum possible à la vitesse instantanée du moteur déterminée par le manchon de dosage étrangleur est immédiatement disponible sans risque de surchauffe de la turbine.
REVENDICATIONS.
**ATTENTION** fin du champ DESC peut contenir debut de CLMS **.
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On the other hand, in Figure 2 of the accompanying drawings, it is necessary to designate certain elements by the reference numerals: 80, 782 and to indicate a double passage in the lower part on the right in this figure, as legible. on the corrective drawing.
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The present invention relates to control mechanisms for power units of aircraft of the type comprising a gas turbine engine mechanically connected to a propeller or a rotary airfoil system having a significant inertia.
Normally, turbine and propeller engine units include an automatic mechanism controlled by a regulator to adjust the pitch of the propeller blades so as to maintain a certain engine speed, chosen by the pilot. The pilot speed selector mechanism is, moreover, normally connected to the mechanism for controlling the flow of fuel to the engine and therefore the power developed. Such an arrangement, normally in conjunction with fuel end metering devices, sensitive for example to ambient pressure, or safety devices such as controls preventing excessive engine speed or overheating, operates satisfactorily under normal conditions. flight since power and engine speed characteristics have a predetermined relationship.
In some installations however, for example in helicopters where the rotor inertia is large, the pilot also needs an independent manual control to change the pitch of the rotor blades, since this is only by a rapid change of pitch that rapid changes of ascent can be achieved. Thus the inertia of a large diameter rotor tends to prevent a sudden change in motor speed, and causes an appreciable delay before a determined change in power produces a corresponding change in rotor lift.
However, if the pilot has manual control of the rotor pitch, the ratio normally established between engine speed and power output may be disturbed. In addition, the inertia of the large diameter rotor, and the delay in acceleration or deceleration which follows, tend to disturb the speed-power ratio, and there is a risk of overheating or clogging if the pilot suddenly switches to full power or rapidly increases the pitch of the rotor blades.
The object of the present invention is to provide an improved control mechanism for an engine group of the type described, which allows the pilot to have manual control of the pitch of the propeller blades, without disturbing the speed-power ratio of the engine at the beyond certain safety limits, and also ensure rapid acceleration of the propeller at high inertia when necessary.
According to the invention, the control mechanism of an aircraft power unit comprising a gas turbine engine having a turbine mechanically connected to a high inertia propeller or rotary wing of a helicopter (hereinafter referred to for the ease of a propeller) comprises a fuel pump system capable of establishing a variable flow rate, an adjustable metering port in the flow line of the pump system, this port being controlled by at least one control member. adjustable throttle, a hydraulic pressure-speed signal generator, suitable for giving a pressure signal caused by variations in engine speed, a pump regulator actuated by this pressure signal, and suitable for controlling or limiting the volumetric rate of pump flow rate,
a mechanism actuated by a device sensitive to variations in the speed of the engine and suitable for controlling the position of the throttle member in a direction increasing the section of the orifice at increasing engine speeds, and vice versa, and a device for adjusting the volumetric flow rate of the pump regardless of the pressure-speed signal.
It is clear that the turbine can be a free turbine, or coupled to a compressor.
The pump itself is preferably of a variable flow type, such as a tilting plate pump, the position of this plate being controlled by
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a piston subjected on one side µ the flow pressure of the pump and on the other side to a control pressure which can be a combination of the pressures of a fluid and of a spring.
According to a preferred characteristic of the invention, the pump is driven at a speed proportional to the speed of the motor, and acts as a pressure signal generator.
The control system also preferably comprises a device sensitive to the pressure drop in the metering orifice, and adapted to reduce the flow rate of the pump system if this pressure drop exceeds a chosen value which can be automatically adjusted according to other variable factors such as temperature and air pressure.
Since the throttle member moves to close the orifice as the engine speed drops, difficulties may arise during start-up, and the control system may also include a release device to adjust the position of the throttle member. throttle and open the orifice to a certain point when starting the engine.
The invention can be carried out in various ways and an embodiment will be described below, by way of example, applied to a gas turbine engine mechanically connected to a helicopter rotor by means of a clutch. hydraulic and a freewheel device allowing the rotor to turn faster than the motor. In the accompanying drawings:
Fig. 1 is a schematic representation, partially in section, of a gas turbine engine and the rotor of a helicopter, shown in FIG.
Fig. 2 is a schematic representation of a fuel control system.
In fig. 1, the engine comprises a compressor 1 connected to an exhaust gas turbine 2, an air inlet 3, an exhaust duct 4, and combustion chambers 5 comprising fuel burners 6. The shaft of the turbocharger 7 is connected via a speed reducer 8, a hydraulic coupling 9, and a freewheel device 10, to the rotor 11 of the helicopter. Each rotor blade has a pitch control mechanism 12 of a known type which will not be described further. The pitch of the rotor blades can be adjusted manually by means of a pilot operated pitch control hand lever (not shown).
The fuel control system shown in FIG. 2 comprises a pressure fuel pump 15 with an oscillating plate and variable flow rate. The pump comprises a pump rotor 13 driven by a shaft 14 which is connected by gears to the shaft of the turbocharger engine, and a tilting plate 16 which acts on plungers 17. The inclination of the plate, and therefore the flow rate of the pump, are controlled by a hydraulic piston 18 subjected on one side to the flow pressure of the pump prevailing in a flow line 19, and, on the opposite side 20, to a hydraulic fluid whose pressure is hereinafter called the regulating pressure.
A compression spring 21 also acts on the second face of the piston, and the @ automatically adjusts its flow rate to maintain an outlet pressure which is determined by the instantaneous value of the regulating pressure. The chamber 20 of the second side of the piston is connected to the chamber 22 of the first side by a constricted orifice 23.
The interior of the pump housing 15, that is to say the part which encloses the tilting plate and which is hydraulically separated from the actuation circuit of the pump, is filled with hydraulic fluid, and a duct pressure signal 2.5, is connected to the outer part of the housing. Since the pump is driven directly by the motor, the pressure generated in the housing by centrifugal action, which is therefore the hydraulic pressure prevailing in the signal line 25, depends directly on the speed of the motor. This pressure will be applied
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peeled for clarity the speed pressure.
The pressure signal duct leads to a chamber containing a flexible diaphragm 30, which is subjected on the one hand to the velocity pressure prevailing in the duct 25, and on the other hand, by a borehole 31, to a low pressure. relatively constant prevailing in the inlet duct 32 of the pump. The diaphragm is connected by a rocker arm 33 to a leakage valve 34 allowing the fluid pressure to escape from the chamber 20 containing the fluid at the regulating pressure. This leak valve opens against a spring 35, so as to control the regulating pressure, in response to displacement of the diaphragm 30 caused by an increase in the velocity pressure.
A spring 36 also acts on the diaphragm, in the direction opposite to the speed pressure, the outer end of this spring being fixed to a movable stop 37, which can be controlled manually by the pilot by means of a speed selector lever. 38. By this lever, the pilot can choose the reference speed pressure, and therefore the particular engine speed at which the bleed port 34 opens to limit the stroke of the pump, in other words the volumetric flow rate of the pump.
The flow line 19 of the pump leads to an adjustable metering device 40, and from there to the burner 6 in the combustion chambers of the engine via a drain valve 41. The metering device 40 comprises a cylindrical housing 42 in which is mounted a hollow sleeve 43 which forms the adjustable throttle member described above, and comprises a slot progressively decreasing in width 44. A pair of hollow end metering sleeves 45, 46, are mounted in the sleeve 43, each of which can be adjusted longitudinally, so as to determine the width of an annular space 47 between their adjacent ends. The slot 44 of the sleeve 43 cooperates with this annular space 47 to define the metering orifice, and the fuel passes from the pump to the inside of the sleeves and leaves through an orifice 48 in the side wall of the housing.
The operation and function of the end metering sleeves 45, 46 are not part of the present invention, nor will they be described further.
The hollow sleeve 43 on the other hand constitutes an essential part of the present invention and its longitudinal position is controlled by a hydraulic servo-mechanism 50 which is actuated by changes in the pressure-velocity signal in the conduit 25. The servo-mechanism comprises a chamber 51 containing a diaphragm 52, one side of which is subjected to the pressure-velocity imparted by the stream 25 via a duct 53, while the other side of the diaphragm is subjected to the same relatively low pressure as the intake 32 of the pump, which also prevails on one side of the flexible diaphragm associated with the manual pilot speed control.
The diaphragm 52 acts by means of a pusher 54 and against a centralizing compression spring 55 on a reversing servo-valve 56, able to selectively connect one side of a servo-hydraulic piston 57 to a source of high pressure servo-fluid 58, and the other side of this piston to atmosphere 59. The piston is mechanically connected to a movable stop 60 acting on the centralizing spring 55, so as to increase the force of the spring to compensate for the increase in pressure-speed acting on the diaphragm 52, and consequently to return the servovalve 56 to its neutral position.
The piston 57 is also connected by a mechanical linkage 61 to a floating lever 62, the midpoint of which is attached to the hollow metering sleeve 45, and is arranged so that displacements of the piston due to an increase in pressure-velocity move the sleeve. 45 in a sense likely to increase the size of the metering orifice. The servo-mechanism thus controls the position of the metering sleeve 45, giving a unique adjustment of the sleeve for any instantaneous engine speed.
The pressure drop in the metering orifice 44, 47 is sensed by the pressure conduits 70, 71 upstream and downstream thereof, which lead to the opposite sides of a chamber 72 comprising a flexible diaphragm 73. As a result. antagonism to a compression spring 74, this diaphragm opens a safety leak valve
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rity 75 connected to the chamber 20 to the regulating pressure, so as to reduce the volumetric flow rate of the pump if the pressure drop in the metering orifice 44, 47 exceeds a predetermined value. This acts as a safety device to prevent the pressure drop from exceeding a calculated maximum.
The drain valve 41 is normally arranged to shut off the burners 6 of the fuel supply duct 19, and simultaneously connect them to a drain 76. The inlet 17 to the valve receives fuel from the metering orifice via a valve. against pressure 78, and the valve shaft 79 connects the inlet either to the drain 76 or to a supply duct 80 leading to the burner 6. The valve is actuated by a hand lever 81, and this same lever is connected by a linkage 82 to the floating lever 62 which controls the movement of the first hollow throttle sleeve 45 in the metering device. The arrangement is such that a first displacement of the drain lever 81, in the direction of the arrow, closes the drain duct 76 and connects the burners to the fuel supply duct, which makes it possible to start the engine.
A more pronounced movement of the lever releases the control of the metering sleeve 45, which would otherwise come to its minimum flow position, and the engine then accelerates to idle speed.
When the engine is running, the pilot initially chooses a reference engine speed by means of the gear selector lever 38, and the engine accelerates from idle speed to that selected speed; the pressure speed in the pressure signal conduit 25 then opens the leakage valve 34 to reduce the regulating pressure and therefore the pump flow rate, so that the motor speed is kept constant at this value. Metering port 44, 47 determined by the throttle metering sleeve is automatically adjusted in response to pressure-velocity, and has the single calculated value corresponding to that velocity.
If the pilot then chooses a higher reference engine speed at lever 38, the regulating pressure immediately increases and the pump outlet pressure also increases to the maximum possible at the instantaneous engine speed, subject to a limit imposed by the valve. safety leakage valve 75, sensitive to the pressure drop in the metering orifice. Fuel is admitted to the engine at the maximum level compatible with safety, and as the engine accelerates the section of metering port 44, 47 automatically increases as well, further increasing the rate of fuel flow as the engine speed increases. engine.
When the motor and the rotor 11 reach the newly chosen speed, the regulating pressure and the pump flow rate are reduced as described above to keep the selected speed at a constant level.
If the pilot chooses a lower reference speed, the regulating pressure in chamber 20 is immediately reduced, thereby reducing pump flow, and engine speed drops, with the metering port gradually closing with speed. Unless the gear selection change is made smoothly, the freewheel device 10 is uncoupled and the rotor speed exceeds that of the motor until the freewheel device re-engages when the gears are synchronized.
If the pilot, by his hand control of the rotor pitch, suddenly comes to increase the pitch, to obtain a sudden increase in climb, and if the engine speed drops even a very small amount, the regulating pressure of the signal in chamber 20 increases immediately and the flow rate of pump @ increases similarly to the maximum possible. The maximum possible power at the instantaneous engine speed determined by the throttle metering sleeve is immediately available without the risk of the turbine overheating.
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