Groupe moteur d'hélicoptère entraîné par turbine à gaz La présente invention a pour objet un groupe moteur d'hélicoptère entraîné par turbine à gaz.
Le rotor d'un hélicoptère est ordinairement com mandé de manière à tourner à une vitesse pratique ment constante, c'est-à-dire comprise dans un do maine étroit, par exemple de 230 à 260 t/min, dans toutes les conditions de vol. Quand on utilise comme groupe moteur une turbine à gaz, il est avantageux que celle-ci soit du type libre , le compresseur étant entraîné par une autre turbine (cet ensemble étant désigné ici comme un générateur de gaz), la turbine libre étant connectée de manière à entraîner le rotor par l'intermédiaire d'un réducteur à engre nages.
Avec une telle disposition, la puissance dévelop pée dépend principalement 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 nécessite une faible vitesse du générateur de gaz.
Une faible vitesse rotationnelle du générateur de gaz peut entraîner une incapacité de ce générateur à supporter une accélération rapide jusqu'à pleine puis sance, en deux secondes par exemple, cette accéléra tion rapide étant requise dans certains cas. Un but de l'invention est de surmonter cette difficulté.
Le groupe moteur faisant l'objet de la présente invention, comprenant un générateur de gaz com portant un compresseur et une turbine, une turbine indépendante et un rotor d'hélicoptère, la turbine in dépendante étant agencée pour entraîner ledit rotor, est caractérisé en ce qu'il comprend un embrayage à une voie (par exemple du type dit à roue libre 5>), disposé entre la turbine indépendante et le généra- teur de gaz, la pièce menante de l'embrayage étant connectée à la turbine indépendante et la pièce menée au générateur de gaz, dé manière que chaque fois que la vitesse du générateur de gaz est réduite suffi samment et tomberait normalement, par ailleurs,
au- dessous d'une vitesse correspondant à une vitesse minimum déterminée du rotor de l'hélicoptère, l'em brayage à une voie se ferme pour empêcher la vi tesse du générateur de gaz de tomber au-dessous d'une valeur déterminée évitant le calage et compa tible avec une accélération rapide jusqu'à la pleine puissance.
Le dessin représente, à titre d'exemple, une forme d'exécution du groupe moteur selon l'invention. La fig. 1 en est une coupe axiale. La fig. 2 est une coupe selon 2-2 de la fig. 1. Le groupe moteur pour hélicoptère représenté comprend une prise d'air 10 reliée à un compresseur 11, une chambre de combustion 12 et une section de turbines 13.
Des aubes 15 du rotor du compresseur 11 sont fixées sur un arbre 16 monté dans des paliers 17, 18 et 19. Deux étages 20 et 21 d'un rotor de turbine sont montés à l'extrémité de l'arbre 16 éloignée du compresseur 11. La partie de la turbine comprenant les étages de rotor 20 et 21, l'arbre 16 et le compres seur 11 constituent un générateur de gaz.
Deux autres étages 22 et 23 de rotor de turbine sont montés sur un arbre 24, monté dans un palier 25, les deux étages 22 et 23 formant une turbine indépen dante. Une boîte rotative 26, au moyen de laquelle un rotor 14 de l'hélicoptère est entraîné, est montée dans des paliers 27 portés par une partie fixe d'une enveloppe 28. Une roue dentée 29 est fixée sur l'ar bre 24. Un arbre 30 est monté dans des paliers 31 et 32, montés eux-mêmes dans des brides 33 et 34, respectivement, d'une seule pièce avec la boîte 26. L'arbre 30 est solidaire d'une roue dentée 35, qui engrène avec la roue dentée 29, et d'une roue dentée 36, qui engrène avec un anneau denté fixe 37 taillé à la périphérie interne d'une bride interne de l'en veloppe 28. Ces roues dentées constituent un réduc teur à engrenages.
Le rotor 14 de l'hélicoptère est entraîné par la turbine indépendante 22, 23 par l'intermédiaire du réducteur qui vient d'être décrit, et il est soumis à une commande de vitesse constante, dans des limites déterminées, par des moyens conventionnels non re présentés.
La turbine indépendante comprenant les étages de rotor 22 et 23, l'arbre 24, le réducteur décrit et le rotor 14 de l'hélicoptère constituent ensemble une unité turbine-hélicoptère indépendante. La turbine indépendante est agencée pour assurer au moins la puissance requise pour le fonctionnement de l'héli coptère, et de préférence une puissance légèrement supérieure.
Une pièce menante 39 d'un embrayage à une voie est fixée à la périphérie externe de l'arbre 24, la pièce menée 40 de cet embrayage étant disposée à l'intérieur de l'arbre 16 du générateur de gaz. Des organes d'embrayages mobiles 41 sont disposés en tre la pièce menante 39 et la pièce menée 40, l'en semble de l'embrayage à une voie étant contenu, en fait, dans l'espace annulaire compris entre les arbres 16 et 24. La flèche 9 (fig. 2) montre le sens de ro tation des pièces 39 et 40.
Quand l'hélicoptère descend, le générateur de gaz peut être mis au ralenti pour fournir la puissance minimum et, pendant cette période, la vitesse du com presseur est empêchée de tomber au-dessous d'une vitesse déterminée évitant le calage et compatible avec une accélération rapide jusqu'à pleine puissance, parce que l'embrayage à une voie se ferme (pour maintenir la vitesse du compresseur) chaque fois que la vitesse de l'arbre 16 tomberait par ailleurs au- dessous de la vitesse de l'arbre 24. Ainsi, pour une vitesse de rotation minimum donnée du rotor 14, on peut choisir un rapport pour le réducteur 29, 35, 36, 37 tel que la vitesse du com presseur ne puisse jamais tomber au-dessous de ladite vitesse déterminée (choisie selon les caractéristiques du générateur de gaz).
Après que la vitesse du géné rateur de gaz est tombée à cette valeur, la puissance peut être réduite pour donner une vitesse de rotation constante.
L'embrayage à une voie présente encore l'avan tage d'empêcher la turbine indépendante de s'em baller si elle vient à être séparée du rotor de l'héli coptère, parce que dès que la vitesse de la turbine in dépendante tend à dépasser celle du générateur de gaz, l'embrayage se ferme et le générateur de gaz agit comme un frein sur la turbine indépendante.
The present invention relates to a helicopter power unit driven by a gas turbine.
The rotor of a helicopter is usually controlled to rotate at a practically constant speed, i.e. within a narrow range, for example 230 to 260 rpm, under all operating conditions. flight. When a gas turbine is used as a motor unit, it is advantageous that the latter be of the free type, the compressor being driven by another turbine (this assembly being designated here as a gas generator), the free turbine being connected so as to drive the rotor by means of a gear reducer.
With 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 low speed of the gas generator.
A low rotational speed of the gas generator can result in the inability of this generator to withstand rapid acceleration to full power, in two seconds for example, this rapid acceleration being required in certain cases. An aim of the invention is to overcome this difficulty.
The power unit forming the subject of the present invention, comprising a gas generator comprising a compressor and a turbine, an independent turbine and a helicopter rotor, the independent turbine being arranged to drive said rotor, is characterized in that that it comprises a one-way clutch (for example of the so-called freewheel type 5>), arranged between the independent turbine and the gas generator, the driving part of the clutch being connected to the independent turbine and the part led to the gas generator, so that whenever the speed of the gas generator is reduced enough and would fall normally, moreover,
below a speed corresponding to a determined minimum speed of the helicopter rotor, the one-way clutch closes to prevent the gas generator speed from falling below a determined value avoiding the stalling and compatible with rapid acceleration to full power.
The drawing represents, by way of example, an embodiment of the motor unit according to the invention. Fig. 1 is an axial section. Fig. 2 is a section on 2-2 of FIG. 1. The helicopter power unit shown comprises an air intake 10 connected to a compressor 11, a combustion chamber 12 and a turbine section 13.
Blades 15 of the rotor of the compressor 11 are fixed on a shaft 16 mounted in bearings 17, 18 and 19. Two stages 20 and 21 of a turbine rotor are mounted at the end of the shaft 16 remote from the compressor 11. The part of the turbine comprising the rotor stages 20 and 21, the shaft 16 and the compressor 11 constitute a gas generator.
Two other stages 22 and 23 of the turbine rotor are mounted on a shaft 24 mounted in a bearing 25, the two stages 22 and 23 forming an independent turbine. A rotary box 26, by means of which a rotor 14 of the helicopter is driven, is mounted in bearings 27 carried by a fixed part of a casing 28. A toothed wheel 29 is fixed on the shaft 24. A shaft 30 is mounted in bearings 31 and 32, themselves mounted in flanges 33 and 34, respectively, in one piece with box 26. Shaft 30 is integral with a toothed wheel 35, which meshes with the toothed wheel 29, and a toothed wheel 36, which meshes with a fixed toothed ring 37 cut at the internal periphery of an internal flange of the casing 28. These toothed wheels constitute a gear reducer.
The rotor 14 of the helicopter is driven by the independent turbine 22, 23 via the reduction gear which has just been described, and it is subjected to a constant speed command, within determined limits, by conventional means not re presented.
The independent turbine comprising the rotor stages 22 and 23, the shaft 24, the described reducer and the rotor 14 of the helicopter together constitute an independent turbine-helicopter unit. The independent turbine is arranged to provide at least the power required for the operation of the helicopter, and preferably a slightly higher power.
A driving part 39 of a one-way clutch is fixed to the outer periphery of the shaft 24, the driven part 40 of this clutch being arranged inside the shaft 16 of the gas generator. Movable clutch members 41 are arranged between the driving part 39 and the driven part 40, the whole of the one-way clutch being contained, in fact, in the annular space between the shafts 16 and 24. The arrow 9 (fig. 2) shows the direction of rotation of parts 39 and 40.
As the helicopter descends, the gas generator can be idled to provide minimum power and during this time the compressor speed is prevented from dropping below a specified speed avoiding stalling and compatible with high speed. rapid acceleration to full power, because the one-way clutch closes (to maintain compressor speed) whenever shaft 16 speed otherwise falls below shaft 24 speed Thus, for a given minimum speed of rotation of the rotor 14, it is possible to choose a ratio for the reducer 29, 35, 36, 37 such that the speed of the compressor can never fall below said determined speed (chosen according to the characteristics of the gas generator).
After the speed of the gas generator has fallen to this value, the power can be reduced to give a constant rotational speed.
The one-way clutch still has the advantage of preventing the independent turbine from racing if it is separated from the rotor of the helicopter, because as soon as the speed of the independent turbine tends to exceed that of the gas generator, the clutch closes and the gas generator acts as a brake on the independent turbine.