Procédé de réglage d'un propulseur d'avion comprenant au moins un compresseur et une turbine à gaz L'un des principaux inconvénients inhérents aux propulseurs d'avion, comprenant au moins un compresseur et une turbine à gaz est la dif ficulté d'obtenir des variations instantanées de la poussée en raison de la grande inertie due à la vitesse de rotation élevée des rotors du com presseur et de la turbine, vitesse de rotation dont la poussée est justement fonction directe.
Cet inconvénient fait naître un très grave danger, lors de l'atterrissage de tels avions, lorsque le pilote manque son terrain. Il doit arriver sur le terrain à vitesse très réduite et donc avec une poussée très faible en prove nance de son propulseur. Il est donc nécessaire que la vitesse de rotation de la turbine et du compresseur soit extrêmement réduite. Lorsque le terrain est manqué, la vitesse de rotation de la turbine et du compresseur doit pouvoir pas ser instantanément de la vitesse de ralenti à la vitesse maximum, ce qui est généralement im possible, le rapport de ces deux vitesses étant de 1 à 3 environ.
On a déjà cherché à pallier ces inconvé nients par l'emploi de volets déflecteurs à la sortie du propulseur. Ces volets déflecteurs dé rivent le jet de gaz, qui provoque la poussée, sur les côtés ou vers l'avant, mais ces disposi tifs n'ont pas donné les résultats qui en étaient attendus, car leur tenue est des plus probléma- tique dans les jets. de gaz chauds sortant du réacteur.
La présente invention, dans le but de re médier à ces inconvénients, a pour objet un procédé de réglage d'un propulseur d'avion, comprenant au moins un compresseur et une turbine à gaz, caractérisé en ce qu'on modifie la section de passage et l'orientation du flux d'air à l'entrée dudit compresseur à l'aide de volets dont l'orientation est réglable afin de ré gler le débit de l'air traversant ce propulseur.
La présente invention a aussi pour objet une installation pour la mise en oeuvre de ce procédé.
Le dessin représente schématiquement, à titre d'exemple, deux formes d'exécution d'une installation de réglage pour la mise en oeuvre de formes d'exécution, également données à titre d'exemple, du procédé de l'invention. La fig. 1 représente schématiquement en coupe un propulseur à réaction à double flux muni de la première desdites formes d'exécu tion. La fig. 2 représente la seconde desdites formes d'exécution. La fig. 3 représente le dispositif de com mande des volets de la première forme d'exé cution. Le carter du propulseur s'ouvre vers l'avant par un canal 1 d'admission de l'air, canal com pris entre le carter 2 et le capot 3 central.
Dans ce canal annulaire est disposé l'aubage 4 d'un précompresseur suivi d'un aubage fixe 5 diffu- seur. L'espace qui suit le diffuseur 5 se divise en deux canalisations annulaires concentriques. L'une d'entre elles constitue l'orifice d'admis sion 7 d'un compresseur axial 8 à plusieurs éta ges. L'autre constitue la canalisation 9 qui con duit le flux d'air secondaire à l'orifice d'échap pement 10 qui entoure le canal d'échappement de la turbine à gaz.
Le compresseur 8 débite l'air comprimé dans des chambres de combustion 11 qui re çoivent le combustible par des injecteurs ap propriés non représentés. Ces chambres 11 dé bitent le mélange brûlé dans les aubages 12 d'une turbine à gaz entraînant les deux com presseurs et l'orifice 13 d'échappement de cette dernière débite les gaz brûlés à l'intérieur de la veine constituée par l'écoulement de l'air par l'orifice 10.
Dans le canal 1 et devant les aubages 4 du précompresseur sont disposés des volets orien tables 14 dont les pieds 15 constituent des tou rillons de pivotement dans des portées corres pondantes aménagées dans le capot central 3. Les pieds des volets 14 comportent des pignons 16 coniques qui engrènent avec une roue 17 qui entraine tous les pignons 15 de façon syn chrone.
La roue 17 pivote librement sur l'arbre cen tral 18 qui relie la roue de turbine, le tambour du compresseur axial et la roue du précompres- seur, cet arbre 18 entraînant également les auxiliaires du groupe, placés à la façon connue sous le capot 3. Cet arbre 18 tourne dans des portées 19 schématiquement indiquées.
Le fonctionnement du dispositif décrit est le suivant L'air pénètre par l'orifice 1 et son débit est réglé par les volets 14 ; ces volets 14, outre leur fonction de réglage de la section de passage de l'air, infligent au courant d'air une giration de sens convenable avant que celui-ci atteigne les aubes 4 du précompresseur. Ces volets 14 per mettent d'obtenir les résultats suivants On peut réduire considérablement la puis sance nécessaire au démarrage du groupe. Dans ce cas, les volets 14 sont inclinés de telle façon qu'ils donnent à l'air qui entre dans la machine une circulation dans le sens de rotation des parties mobiles de la machine. Dans ces con ditions, la puissance prise par la roue de com presseur 4 est réduite d'une façon très appré ciable.
En fonction de la vitesse de vol de l'avion, les volets 14 permettent d'obtenir une meil leure adaptation de l'ensemble du groupe turbo réacteur aux conditions de vol et, par suite, de diminuer la consommation en combustible.
En effet, pour une vitesse de rotation cons tante des éléments rotatifs de la machine, la puissance prise par le compresseur devant le quel sont montés les volets 14 dépend essen tiellement de la position de ces volets et la quantité de carburant étant fonction de la puis sance nécessaire à l'entrainement dudit com presseur est variable en même temps que le dé bit du comburant, c'est-à-dire en même temps que la position des volets.
La commande de fermeture des volets 14, qui est à la disposition du pilote, permet à ce dernier de réduire considérablement, voire même fermer complètement, l'entrée d'air dans le propulseur. Dans ces conditions, pour réduire la poussée donnée par celui-ci, il n'est pas né cessaire de réduire la vitesse de rotation de l'ensemble turbine-compresseur. Au cas où le pilote veut instantanément retrouver une pous sée importante, ce qui arrive, par exemple, lors d'un atterrissage au cours duquel le terrain est mal pris, il lui suffira de rouvrir les volets 14 sans avoir besoin d'attendre, pour retrouver la dite poussée, que les inerties des équipages rota tifs soient vaincues.
Le dispositif de commande des volets il lustré à la fig. 3 comprend un piston 29 qui commande par l'intermédiaire des leviers 27, 26 et 25 et du bouton 24 la couronne dentée 17 qui, agissant sur chacun des secteurs dentés 16 montés sur les volets 14, actionne ceux-ci. La commande peut se faire automatique ment par le piston 29 qui fait partie du servo moteur d'un régulateur automatique, ou ma nuellement par une commande non représentée, agissant directement ou indirectement sur le levier 27. Le pilote d'un aéronef, équipé à l'aide d'une telle machine, dispose de deux paramètres pour modifier la puissance. Pour une position don née des volets 14, la poussée obtenue est fonc tion du nombre de tours des équipages mobiles.
Pour un nombre de tours fixé à l'avance, des équipages rotatifs, il pourra faire varier la pous sée en agissant sur les volets d'entrée 14.
Les variations de poussée pourront être produites dans des temps très courts puisque les temps d'accélération et de décélération de la turbine resteront petits en raison des faibles variations de vitesse provoquées. Il est à remarquer que, dans le dispositif de la fig. 3, la commande automatique de la roue 17 pourra, par exemple, être combinée avec un régulateur de débit de combustible et un régulateur de la vitesse de rotation de l'arbre de la turbine de façon que le réglage de l'orien tation des volets 14 ait lieu simultanément avec un réglage de ce régulateur de débit. Il sera ainsi possible de réaliser l'obtention de la puis sance maximum pour un nombre de tours dé terminé et avec la consommation minimum.
Dans la forme d'exécution de la fig. 2, le combustible est aspiré au travers du filtre 41 par une pompe 42. L'orifice d'admission et l'orifice de refoulement de ladite pompe sont reliés par une tubulure de by-pass sur laquelle est interposée une soupape destinée à mainte nir constante la pression au refoulement de la pompe, soupape de construction connue. La quantité de combustible excédentaire est donc retournée à l'aspiration de la pompe par ladite soupape et ledit conduit de by-pass. Par ail leurs, le refoulement de la pompe alimente un robinet tournant 44 qui règle le débit du com bustible vers un tiroir 45 actionné par un régu lateur centrifuge 47.
Le robinet 44 peut être réglé pour faire varier le débit du combustible qu'il laisse passer à l'aide d'un levier 50 et ce levier est à la disposition du pilote. Le tiroir 45, commandé par le régulateur centrifuge 47, laisse passer vers le tube d'alimentation tour nant 49 le combustible qui est amené par ledit tube tournant dans la roue d'injection du turbo réacteur, roue non représentée sur cette fi gure. Le tiroir 45 est appuyé, d'une part, sur les masselottes mobiles du régulateur et, d'autre part, sur un ressort, ressort dont la tension dé pend de la position d'une came d'appui 51, cette came étant actionnée par un renvoi con venable par le levier 50.
Un by-pass est établi entre la sortie du ro binet tournant 44 et l'entrée du tube 49, ce by-pass étant pourvu d'un organe de .réglage d'un débit constant de combustible complémen taire, organe tel que la vis 48. Ce débit com plémentaire qui échappe au réglage du tiroir 45 correspond sensiblement au débit qui est nécessaire pour faire marcher la turbomachine au ralenti afin d'éviter des extinctions acciden telles des chambres de combustion. Au levier 50 est associée une butée de ralenti. Cette butée est franchissable pour permettre au levier de fermer le robinet 45, ce qui entraîne l'arrêt du groupe.
Le levier 50, par un renvoi convenable, agit également sur une came 52 qui commande un servomoteur 53 de réglage des volets d'entrée d'air 14.. Ce servomoteur est un servomoteur à palette suiveuse pivotant en une cavité que ladite palette sépare en deux chambres. Cette palette est pourvue d'un tourillon creux percé diamétralement, tourillon dans lequel pivote une seconde palette attelée directement à un levier d'appui sur la came 52. Cette seconde palette, par ses tranches, est susceptible d'ob turer simultanément les perforations diamétra les du tourillon creux de la palette de servo moteur.
Cette seconde palette détermine par ailleurs dans ce tourillon creux deux chambres opposées dont l'une est reliée au refoulement d'une pompe à fluide de commande débitant ledit fluide à pression constante et dont l'autre est reliée par une tubulure à la réserve de ce fluide de commande.
Le fonctionnement est le suivant Le démarrage de l'appareil et sa marche jusqu'à 70 % environ du nombre de tours maximum s'obtient en agissant seulement sur le tiroir tournant 44 avec le levier pilote 50. Jus qu'à ce régime, par construction, le tiroir 45 du régulateur ne travaille pas et est ouvert au maximum.
Le régulateur 45, 46, 47 ne com- mence donc à travailler qu'au-dessus de 70 % environ du régime maximum. Le maintien du régime déterminé par le levier pilote 50 est ob tenu par l'action du tiroir 45 qui, par sa face 46, augmente la section de passage de combus tible lorsque le régime baisse, et inversement diminue cette section si le régime augmente.
La vis de réglage 48 permet le passage d'une quantité supplémentaire de combustible, correspondant à la consommation de l'appareil en marche à vide, cette quantité de combusti ble n'étant pas soumise à l'action du régulateur. Dans le cas d'une baisse brusque de régime, on évite ainsi un arrêt total de l'appareil.
Lorsque le pilote agit sur le levier 50 dans le sens de l'ouverture du robinet 44, la came 51 comprime le ressort du régulateur et modi fie en conséquence l'action dudit régulateur. En même temps, la came 52 agit sur le levier qui est solidaire de la seconde palette de servo moteur et celle-ci découvre les orifices diamé traux du tourillon creux de la première palette de servomoteur, si bien que l'une des cham bres dudit servomoteur est reliée à la canali sation de fluide sous pression et l'autre cham bre est reliée à la canalisation d'échappement. La palette principale pivote alors pour suivre les mouvements de la seconde palette jusqu'à la nouvelle position d'équilibre dans laquelle les tranches de la seconde palette obturent les orifices diamétraux du tourillon creux.
Elle permet donc d'infliger aux volets de réglage 14 une mise en position angulaire convenable.
L'emploi des cames pour la commande du régulateur tachymétrique et du servomoteur des volets de réglage, permet une coordination quelconque de la vitesse de rotation et de débit d'air du groupe à turbine, par simple modifica tion des profils. Le dispositif de volets mobiles de réglage peut être adapté également à un groupe turbo réacteur à flux unique et à chambre de com bustion unique.
Il en est de même dans le cas d'un groupe turbocompresseur associé à une hélice à pas variable, le turbocompresseur étant à flux uni que et à chambre de combustion unique.
Il pourra être avantageux d'asservir la com mande de mise en position des aubages de ré glage non seulement avec le régulateur de débit du combustible et avec le régulateur de la vi tesse de rotation de la turbine, mais encore au moins avec la commande du variateur du pas de l'hélice dans le cas de turbopropulseurs as sociés à des hélices à pas variable. De même, la commande des volets mobiles pourrait être liée de façon séparée ou combinée à des indi cateurs de variables telles que la pression atmo sphérique, la température ambiante, la tempé rature des chambres de combustion, etc.
Method of adjusting an aircraft thruster comprising at least one compressor and a gas turbine One of the main drawbacks inherent in aircraft thrusters comprising at least one compressor and a gas turbine is the difficulty of obtaining instantaneous variations in thrust due to the high inertia due to the high speed of rotation of the rotors of the compressor and the turbine, speed of which the thrust is precisely a direct function.
This drawback gives rise to a very serious danger, when such planes land, when the pilot misses his ground. It must arrive on the ground at very low speed and therefore with very low thrust from its thruster. It is therefore necessary for the speed of rotation of the turbine and of the compressor to be extremely low. When the ground is lacking, the speed of rotation of the turbine and the compressor must be able to change instantly from the idle speed to the maximum speed, which is generally im possible, the ratio of these two speeds being approximately 1 to 3. .
We have already sought to overcome these drawbacks by the use of deflector flaps at the outlet of the thruster. These deflector flaps derive the gas jet, which causes the thrust, to the sides or to the front, but these devices have not given the results which were expected from them, because their behavior is most problematic in the jets. of hot gases leaving the reactor.
The present invention, with the aim of remedying these drawbacks, relates to a method for adjusting an aircraft propellant, comprising at least one compressor and a gas turbine, characterized in that the section of the gas turbine is modified. passage and orientation of the air flow at the inlet of said compressor by means of flaps whose orientation is adjustable in order to regulate the flow rate of the air passing through this thruster.
Another subject of the present invention is an installation for implementing this method.
The drawing represents schematically, by way of example, two embodiments of an adjustment installation for the implementation of embodiments, also given by way of example, of the method of the invention. Fig. 1 schematically shows in section a bypass jet thruster provided with the first of said embodiments. Fig. 2 represents the second of said embodiments. Fig. 3 shows the device for controlling the shutters of the first embodiment. The thruster housing opens forward through an air intake channel 1, a channel comprised between the housing 2 and the central cover 3.
In this annular channel is disposed the blading 4 of a precompressor followed by a fixed diffuser blading 5. The space which follows the diffuser 5 is divided into two concentric annular ducts. One of them constitutes the inlet 7 of an axial compressor 8 with several stages. The other constitutes the pipe 9 which con ducts the secondary air flow to the exhaust port 10 which surrounds the exhaust channel of the gas turbine.
The compressor 8 delivers the compressed air into combustion chambers 11 which receive the fuel by appropriate injectors, not shown. These chambers 11 discharge the burnt mixture in the blades 12 of a gas turbine driving the two compressors and the exhaust port 13 of the latter delivers the burnt gases inside the stream formed by the flow. air through port 10.
In the channel 1 and in front of the vanes 4 of the precompressor are arranged shutters orien tables 14 whose feet 15 constitute pivoting swirls in corresponding spans arranged in the central cover 3. The feet of the shutters 14 comprise bevel gears 16 which mesh with a wheel 17 which drives all the pinions 15 synchronously.
The wheel 17 pivots freely on the central shaft 18 which connects the turbine wheel, the drum of the axial compressor and the wheel of the precompressor, this shaft 18 also driving the auxiliaries of the group, placed in the known manner under the cover. 3. This shaft 18 rotates in schematically indicated ranges 19.
The operation of the device described is as follows: The air enters through the orifice 1 and its flow rate is regulated by the flaps 14; these flaps 14, in addition to their function of adjusting the air passage section, inflict on the air stream a suitable directional gyration before the latter reaches the vanes 4 of the precompressor. These shutters 14 make it possible to obtain the following results. The power required to start the unit can be considerably reduced. In this case, the flaps 14 are inclined in such a way that they give the air which enters the machine a circulation in the direction of rotation of the moving parts of the machine. Under these conditions, the power taken by the compressor wheel 4 is greatly reduced.
Depending on the flight speed of the airplane, the flaps 14 make it possible to obtain a better adaptation of the whole of the turbojet group to the flight conditions and, consequently, to reduce the fuel consumption.
Indeed, for a constant speed of rotation of the rotary elements of the machine, the power taken by the compressor in front of which the flaps 14 are mounted depends essentially on the position of these flaps and the quantity of fuel being a function of the then sance necessary for driving said compressor is variable at the same time as the flow rate of the oxidizer, that is to say at the same time as the position of the shutters.
The control for closing the flaps 14, which is available to the pilot, allows the latter to considerably reduce, or even completely close, the entry of air into the thruster. Under these conditions, to reduce the thrust given by the latter, it is not necessary to reduce the speed of rotation of the turbine-compressor assembly. In the event that the pilot instantly wants to find a significant thrust, which happens, for example, during a landing during which the ground is badly taken, it will suffice for him to reopen the flaps 14 without having to wait, to rediscover the said thrust, that the inertia of the rotating crews be overcome.
The shutter control device shown in FIG. 3 comprises a piston 29 which controls, via the levers 27, 26 and 25 and the button 24, the toothed ring 17 which, acting on each of the toothed sectors 16 mounted on the flaps 14, actuates the latter. The control can be done automatically by the piston 29 which is part of the servo motor of an automatic governor, or by a control not shown, acting directly or indirectly on the lever 27. The pilot of an aircraft, equipped with using such a machine, has two parameters to change the power. For a given position born of the flaps 14, the thrust obtained is a function of the number of revolutions of the mobile crews.
For a number of turns fixed in advance, rotating crews can vary the thrust by acting on the entry flaps 14.
The variations in thrust can be produced in very short times since the acceleration and deceleration times of the turbine will remain small due to the small variations in speed caused. It should be noted that, in the device of FIG. 3, the automatic control of the wheel 17 could, for example, be combined with a fuel flow regulator and a regulator of the speed of rotation of the turbine shaft so that the adjustment of the orientation of the flaps 14 takes place simultaneously with an adjustment of this flow regulator. It will thus be possible to achieve maximum power for a defined number of revolutions and with minimum consumption.
In the embodiment of FIG. 2, the fuel is sucked through the filter 41 by a pump 42. The inlet port and the outlet port of said pump are connected by a by-pass tube on which is interposed a valve intended to maintain constant pressure at the outlet of the pump, valve of known construction. The excess quantity of fuel is therefore returned to the suction of the pump via said valve and said bypass duct. Moreover, the discharge from the pump supplies a rotary valve 44 which regulates the flow of fuel to a slide 45 actuated by a centrifugal regulator 47.
The tap 44 can be adjusted to vary the flow rate of the fuel which it lets through using a lever 50 and this lever is available to the pilot. The slide 45, controlled by the centrifugal regulator 47, lets the fuel which is fed by said rotating tube into the injection wheel of the turbo-reactor, wheel not shown in this fi gure, pass to the tower feed tube 49. The spool 45 is supported, on the one hand, on the movable weights of the regulator and, on the other hand, on a spring, the spring of which depends on the position of a support cam 51, this cam being actuated by a suitable return via the lever 50.
A by-pass is established between the outlet of the rotating valve 44 and the inlet of the tube 49, this by-pass being provided with a member for adjusting a constant flow of additional fuel, member such as the screw. 48. This additional flow which escapes the adjustment of the spool 45 corresponds substantially to the flow which is necessary to operate the turbomachine at idle speed in order to avoid accidental extinctions such as combustion chambers. The lever 50 is associated with an idle stop. This stop can be crossed to allow the lever to close the valve 45, which causes the group to stop.
The lever 50, by a suitable return, also acts on a cam 52 which controls a servomotor 53 for adjusting the air inlet flaps 14. This servomotor is a servomotor with a following vane pivoting in a cavity which said vane separates into two rooms. This pallet is provided with a hollow journal drilled diametrically, journal in which pivots a second pallet coupled directly to a support lever on the cam 52. This second pallet, by its edges, is capable of simultaneously closing off the diametric perforations. the hollow journal of the servo motor vane.
This second vane also determines in this hollow journal two opposite chambers, one of which is connected to the discharge of a control fluid pump delivering said fluid at constant pressure and the other of which is connected by a pipe to the reserve of this control fluid.
The operation is as follows The starting of the device and its running up to approximately 70% of the maximum number of revolutions is obtained by acting only on the rotating spool 44 with the pilot lever 50. Until this speed, for construction, the regulator slide 45 is not working and is fully open.
The regulator 45, 46, 47 therefore only begins to work above approximately 70% of the maximum speed. Maintaining the speed determined by the pilot lever 50 is obtained by the action of the spool 45 which, by its face 46, increases the fuel passage section when the speed drops, and conversely decreases this section if the speed increases.
The adjustment screw 48 allows the passage of an additional quantity of fuel, corresponding to the consumption of the appliance in idle mode, this quantity of fuel not being subjected to the action of the regulator. In the event of a sudden drop in speed, a total shutdown of the device is thus avoided.
When the pilot acts on the lever 50 in the direction of opening of the valve 44, the cam 51 compresses the regulator spring and consequently modi fi es the action of said regulator. At the same time, the cam 52 acts on the lever which is integral with the second servo motor vane and the latter discovers the diameter orifices of the hollow journal of the first servomotor vane, so that one of the chambers of said servomotor servomotor is connected to the pressurized fluid pipe and the other chamber is connected to the exhaust pipe. The main pallet then pivots to follow the movements of the second pallet up to the new equilibrium position in which the edges of the second pallet block the diametrical orifices of the hollow journal.
It therefore makes it possible to impose on the adjustment flaps 14 a suitable angular position.
The use of cams to control the tachometric governor and the adjustment flap servomotor allows any coordination of the speed of rotation and the air flow of the turbine unit, by simply modifying the profiles. The mobile adjustment flap device can also be adapted to a single-flow turbo-reactor unit with a single combustion chamber.
The same is true in the case of a turbocharger unit associated with a variable-pitch propeller, the turbocharger being single-flow and single-combustion chamber.
It may be advantageous to control the control for positioning the adjusting vanes not only with the fuel flow regulator and with the speed regulator of the turbine, but also at least with the control of the turbine. propeller pitch variator in the case of turboprop engines associated with variable pitch propellers. Likewise, the control of the movable shutters could be linked separately or combined with indicators of variables such as atmospheric pressure, ambient temperature, temperature of combustion chambers, etc.