EP4244468A1 - Dispositif de commande d'un système de guidage du flux d'air, notamment dans une turbomachine d'aéronef - Google Patents

Dispositif de commande d'un système de guidage du flux d'air, notamment dans une turbomachine d'aéronef

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EP4244468A1
EP4244468A1 EP21810575.7A EP21810575A EP4244468A1 EP 4244468 A1 EP4244468 A1 EP 4244468A1 EP 21810575 A EP21810575 A EP 21810575A EP 4244468 A1 EP4244468 A1 EP 4244468A1
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EP
European Patent Office
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control
control rod
angle
actuator
axis
Prior art date
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Pending
Application number
EP21810575.7A
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German (de)
English (en)
Inventor
Frédéric Anthony Alain IMBOURG
Pierre CHABANNE
Thibaut Maxime JAVOY
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Safran Helicopter Engines SAS
Original Assignee
Safran Helicopter Engines SAS
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Publication date
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    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
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    • F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
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Definitions

  • TITLE Device for controlling an air flow guidance system, in particular in an aircraft turbine engine
  • the present invention relates to the field of aircraft, and in particular aircraft turbine engines.
  • the invention relates to the control of a system for guiding an air flow.
  • a turbomachine comprises a compressor, a combustion chamber located at the outlet of said compressor, a high pressure turbine intended to rotate the compressor and a low pressure turbine intended to rotate the blades of the aircraft.
  • the turbomachine further comprises a system for guiding the air flow, called “inlet guide vanes”, acronym “IGV” in Anglo-Saxon terms comprising a plurality of fins or variable-pitch inlet guide vanes, positioned upstream of the compressor and making it possible to improve the efficiency of the compressor, and thus the thermodynamic cycle of the engine at cruising speed.
  • IGV inlet guide vanes
  • Such a system contributes to reducing the fuel consumption of the aircraft.
  • variable pitch we mean the synchronization of the angular position of all the blades of the same stage by means of a control ring or crown integral with all the blades. Each vane is connected to the control ring by a control rod.
  • a jack system fixed to a casing and comprising a piston that can be moved in a jack chamber between two extreme positions of a nominal operating range of the engine, the piston being connected to the crown of control by a control rod.
  • the vanes are continuously movable between a first angle and a second angle.
  • the control of the displacement of the piston is generally carried out by a distributor of fluid, for example of oil during a hydraulic control.
  • the object of the present invention is therefore to overcome the drawbacks of the control devices of the aforementioned air flow guidance systems.
  • the object of the invention is to improve the safety in the event of failure of an element of the blade control kinematics.
  • the subject of the invention is therefore a control device for a system for guiding the air flow comprising at least one mobile blade rotating around an axis of rotation between a first angle and a second angle, the control device comprising at least one actuator configured to drive a control rod in translation between a first extreme position and a second extreme position of a nominal operating range in which the blade is movable between the first angle and the second angle, the control being connected to the axis of the blade by a control lever articulated with respect to a free end of the control rod opposite the end connected to the actuator.
  • the control lever includes a first control link and a second control link.
  • Said first link comprises a first end articulated with respect to the free end of the control rod and a second end, articulated with respect to a first end of the second link, said second link further comprising a second end, opposite to the first end and integral in rotation with the blade.
  • the actuator is configured to bring the control rod into a safety position located beyond the second extreme position of the nominal operating range and to orient the vane through an angle of secure wedging between the first angle and the second angle.
  • the safety position and the safe wedging angle correspond to a so-called safety position allowing the passage of an air flow even in the event of failure of the control device.
  • the position of the piston and the pitch angle of the blades are known at any time, and this in a reliable manner.
  • the actuator is configured to transmit a purely axial movement to the control rod along an axis of movement of said actuator.
  • control lever comprises only the first and the second control rods which are hinged together and connected by a ball joint.
  • the airflow guidance system can be a vane of the type with inlet guide vanes or with variable pitch called “inlet guide vanes", acronym “IGV” in Anglo-Saxon terms, comprising a plurality of fins or stator vanes comprising a main vane connected to the control lever and a plurality of secondary vanes whose movement is synchronized with the movement of the main vane, the control device further comprising a control ring or ring connected to the control lever control and connected to the secondary vanes via secondary links, the axis of rotation of the vanes being perpendicular to the axis of the control ring.
  • IGV in Anglo-Saxon terms
  • Each secondary vane is thus connected to the control ring by a control rod.
  • variable pitch blades we mean the synchronization of the position of all the secondary blades with respect to the main blade.
  • stator vanes vanes carried by the stator and mobile in rotation around their own axis of rotation.
  • the second control rod has a length substantially equal to the lengths of the secondary rods, the control ring being articulated on said second control rod at a point coinciding with the ball joint between the two control rods .
  • the second control rod has a length greater than the lengths of the secondary rods, the control ring being articulated on said second control rod at a point distant from the ball joint between the two control rods.
  • control device may comprise two actuators, for example diametrically opposed.
  • the actuator may comprise an actuator rod connected to the control rod by a rigid connection or by a ball joint.
  • the actuator may be a cylinder comprising a body defining a cylindrical chamber inside which is mounted in translation a piston having one end connected to the control rod, the piston being configured to perform an overtravel during movement of the control rod into the safety position.
  • the body of the cylinder may comprise two orifices opening into the chamber for the entry and exit of a fluid, intended to cause the piston to slide inside the said cylinder body along the axial axis.
  • the cylinder chamber is supplied with fluid, for example oil, by an external energy source supplying the fluid into the cylinder chamber via the first port. Under the effect of the pressure exerted by the fluid on the rear face of the piston, the latter moves axially along its axis, together with the control rod.
  • the external power source can be a hydraulic control system comprising a distributor or servo valve configured to distribute the fluid in the cylinder chamber. Depending on the servo valve, it is possible to know the stroke of the piston.
  • the invention relates to an aircraft turbine engine comprising, from upstream to downstream in the direction of flow of the air flow, an inlet sleeve receiving air, a centrifugal compressor, an annular combustion chamber, located downstream of the compressor, a high pressure power turbine intended to drive the compressor in rotation, an outlet turbine intended to rotate an output shaft, by means of a low-pressure shaft, an air flow guidance system positioned upstream of the compressor and a control device for said air flow guidance system such as than previously defined.
  • the axis of rotation of the blade of the airflow system is perpendicular to the central axis of the turbomachine.
  • the nominal operating range corresponds to the nominal operating range of the turbomachine.
  • the actuator rod is movable along the axial axis of the turbomachine.
  • the invention relates to a single-engine helicopter comprising a turbomachine as defined previously.
  • FIG 1 very schematically illustrates a cross-sectional view of an aircraft turbine engine comprising a device for controlling an airflow guidance system according to the invention
  • FIG 2 shows the flow guidance system of Figure 1
  • FIG 3 is a perspective detail view of the control device of Figure 1;
  • FIG 6 schematically represent three positions of the control device and the main blade of the flow guidance system of Figure 1; and [Fig 7] shows the flow guidance system according to another embodiment.
  • upstream and downstream are defined with respect to the direction of air circulation in the turbomachine.
  • FIG. 1 is shown very schematically an axial section of a turbomachine 10, central axis A which corresponds to the axis of a power shaft (or low pressure shaft) of the turbomachine.
  • the turbomachine can equip, by way of non-limiting example, single-engine helicopters.
  • the turbine engine 10 comprises, from upstream to downstream in the flow direction of the air flow, an inlet sleeve 11 receiving air, a centrifugal compressor 12, for example with one or two stages, configured to suck in the flow of air F.
  • the turbomachine 10 further comprises an annular combustion chamber 13, for example with reverse flow, located downstream of the compressor 12, a high-pressure power turbine 14 intended to drive the compressor 12 in rotation by a high-pressure shaft 15 and an output turbine 16, for example, single-stage, intended to rotate an output shaft 17 via a low-pressure shaft 18, coaxial with the high-pressure shaft 15, and a reduction system 19.
  • the output shaft 17 is connected to the blades of the aircraft.
  • the turbomachine 10 further comprises a system for guiding the air flow 20, called “inlet guide vanes”, acronym “IGV” in Anglo-Saxon terms comprising a plurality of fins or guide vanes with variable pitch 21, positioned upstream of the compressor 12.
  • IGV inlet guide vanes
  • variable pitch 21 positioned upstream of the compressor 12.
  • the plurality of variable-pitch vanes 21 comprises a main vane 21a and a plurality of secondary vanes 21b whose movement is synchronized with the movement of the main vane 21.
  • the blading 21 consisting of vanes 21a, 21b is said to be “statoric”, that is to say that each vane 21a, 21b is rotatable around its own axis of rotation.
  • the axis of rotation of the blades 21a, 21b is here perpendicular to the central axis A of the turbomachine 10.
  • the turbomachine 10 further comprises a device 30 for controlling the airflow guidance system 20.
  • the control device 30 of the airflow system 20 comprises an actuator 31, a control rod 32 driven in translation by said actuator 31 and connected to the axis of the main blade 21a by a control lever 33.
  • the control device 30 further comprises a control ring or crown 34 connected to the control lever 33 and articulated with respect to the latter and articulated with respect to secondary links 35 which are fixed in rotation to the secondary vanes 21b.
  • each secondary vane 21b is connected to the control ring 34 by a link 35 control.
  • variable pitch vanes we mean the synchronization of the position of all the secondary vanes 21b with respect to the main vane 21a.
  • the axis of rotation of the vanes 21a, 21b is perpendicular to the axis of the control ring 34.
  • the actuator 3 1 may be, in no way limiting, a jack comprising a body fixed to a casing (not referenced) and delimiting a cylindrical chamber inside which is mounted in translation a piston having one end connected to the rod command 32.
  • the control rod 32 is connected to the axis of the blade 21a by the control lever 33 hinged with respect to a free end 32a of the control rod 32 opposite the end connected to the actuator 31.
  • the cylinder body may comprise two openings in the chamber for the entry and exit of a fluid, intended to cause the piston to slide inside said cylinder body along an axis of movement X-X' substantially parallel to the central axis A of the turbomachine 10.
  • the cylinder chamber is supplied with fluid, for example oil, by an external energy source conveying the fluid into the cylinder chamber via the first port.
  • fluid for example oil
  • the latter moves axially along the axis X-X', together with the control rod 32.
  • the external power source can be a hydraulic control system comprising a distributor or servo valve configured to distribute the fluid in the cylinder chamber. Depending on the servo valve, it is possible to know the stroke of the piston.
  • the cylinder piston is movable in translation in the chamber of the cylinder between two extreme positions of a nominal operating range of the turbomachine.
  • the main vane 21a is continuously movable between a first angle al and a second angle a2 defined respectively between the main vane 21a and the axis horizontal parallel to the displacement axis X-X'.
  • the fixed angle a visible in FIG. 2, is defined between the main blade 21a and a second control rod 37 integral in rotation with this main blade.
  • the control device 30 is configured to guide the piston, and thus the control rod 32 to a safety position in which the stroke of the piston is known, and thus the opening angle of the blades 21a, 21b.
  • the safety position PS corresponds to an open position of the blades in which the turbomachine can operate in a safe manner.
  • the main blade 21a is moved from the second angle a2 to a safe angle aS.
  • Safety position PS is one of positions P I , P2 away from the nominal operating range.
  • the piston is configured to overtravel beyond one of its extreme positions.
  • control lever 33 comprises two separate parts, namely a first control rod 36 and a second control rod 37.
  • the first control rod 36 comprises a first end 36a articulated relative to the free end of the control rod 32, opposite the end connected to the piston and a second end 36b, articulated relative to a first end 37a of the second control rod 37.
  • the two control rods 36, 37 are connected by a ball joint.
  • the second control rod 37 further comprises a second end 37b, opposite the first end 37a hinged with respect to the first rod 36, integral in rotation with the main blade 21a.
  • the second control rod 37 is fixed to the main blade 21a so as to be integral in rotation therewith, that is to say that the entire second rod rotates with the main blade 21a.
  • the axis of rotation of the main blade 21a is referenced 20a.
  • the free end of the piston is connected to the control rod 32 by a rigid connection or ball joint.
  • the second control rod 37 has a length substantially equal to the lengths of the secondary links 35.
  • the control ring 34 is articulated on said second control rod 37 at a point coinciding with the connection to ball joint between the two control rods 36, 37.
  • the control rod 32 is configured to move only in translation along the axis of movement X-X' during the movement of the cylinder piston.
  • the control rod 32 has a single degree of freedom, namely along the axis of displacement X-X'.
  • FIG. 4 represents the first extreme position P I of the free end 32a of the control rod 32 when the actuator rod or piston is in the first extreme position of the nominal operating range of the turbomachine 10.
  • the main blade 21a is open to a first angle al, for example between 45° and 75°, for example greater than or equal to 60°.
  • FIG. 5 represents the second extreme position P2 of the free end of the control rod 32 when the actuator rod or piston is in the second extreme position of the nominal operating range of the turbomachine 10.
  • the main blade 21a is progressively movable from the first angle a1 to a second angle a2, for example equal to 0°.
  • the flow rate is maximum in this second extreme position.
  • FIG. 6 represents the safety position PS of the free end of the control rod 32 when the actuator rod or piston overtravels or extends beyond the second extreme position of the nominal operating range of the turbomachine 10.
  • the main blade 21a is progressively movable from the second angle a2 towards a safe pitch angle aS between the angles a1 and a2, for example between 5° and 15°, for example equal to 8°.
  • the fixed angle a is provided equal to the safe wedging angle aS, so that when the safety position PS is reached, the second control rod 37 is oriented parallel to the axis of displacement X-X' .
  • angles a and aS can be provided different from each other without departing from the scope of the invention.
  • an additional overtravel of the actuator rod and therefore of the control rod 32, so as to move the safety position PS, would increase the value of the safety setting angle aS while the angle a remains fixed .
  • the second control link 37 has a length greater than the lengths of the secondary links 35.
  • the control ring 34 is articulated on said second link control 37 at a point distant from the ball joint between the two control rods 36, 37.
  • a linear relationship is obtained between the position of the actuator rod 32 and the pitch angle of the main vane 21a.
  • the use of the control device 30 is not limited to a turbomachine and can be used to ensure the movement of the control rod and thus the orientation of fins mounted upstream of a steered wheel towards a safety position in the event of failure of an element of said control device.
  • the safe pitch angle of the vanes is included in the range of pitch angle useful for nominal operation of the steered wheel. This safe wedging angle is reached during an overtravel of an actuator rod of the control device. Thanks to the invention, it is possible to bring the control rod and thus the pitch angle of the blades towards a reliable safety position.

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Abstract

Dispositif (30) de commande d'un système de guidage du flux d'air (20) comprenant au moins un actionneur (31) configuré pour entrainer en translation une tige de commande (32) entre une première et une deuxième position extrême d'une plage nominale de fonctionnement dans laquelle au moins une aube (21a) du système de guidage du flux (20) est mobile entre un premier et un deuxième angle, la tige de commande (32) étant reliée à l'aube (21a) par un levier de commande (33) comportant une première biellette de commande (36) et une deuxième biellette de commande (37) articulées l'une par rapport à l'autre. L'actionneur (31) est configuré pour amener la tige de commande (32) dans une position de sécurité située au-delà de la deuxième position extrême de la plage nominale de fonctionnement et orienter l'aube (21a) d'un angle de calage sécuritaire compris entre le premier angle et le deuxième angle.

Description

DESCRIPTION
TITRE : Dispositif de commande d’un système de guidage du flux d’air, notamment dans une turbomachine d’aéronef
Domaine technique de l’invention
La présente invention concerne le domaine des aéronefs, et notamment des turbomachines d’ aéronefs .
Plus particulièrement, l’ invention concerne la commande d’ un système de guidage d’un flux d’ air.
Etat de la technique antérieure
De manière générale, une turbomachine comprend un compresseur, une chambre à combustion située en sortie dudit compresseur, une turbine haute pression destinée à entrainer en rotation le compresseur et une turbine basse pression destinée à entrainer en rotation les pales de l’ aéronef.
La turbomachine comprend en outre un système de guidage du flux d’ air, dit « inlet guide vanes », d’ acronyme « IGV » en termes anglo-saxons comprenant une pluralité d’ ailettes ou aubes directrices d’ entrée à calage variable, positionnées en amont du compresseur et permettant d’ améliorer le rendement du compresseur, et ainsi le cycle thermodynamique du moteur en régime de croisière. Un tel système contribue à la réduction de la consommation de carburant de l’ aéronef.
Par « calage variable », on entend la synchronisation de la position angulaire de l’ensemble des aubes d’ un même étage par l’ intermédiaire d’ un anneau ou couronne de commande solidaire de l’ ensemble des aubes . Chaque aube est reliée à l’ anneau de commande par une biellette de commande.
Il est connu de commander la position des aubes par un système de vérin fixé sur un carter et comprenant un piston déplaçable dans une chambre de vérin entre deux positions extrêmes d’ une plage nominale de fonctionnement du moteur, le piston étant relié à la couronne de commande par une tige de commande. Lors du mouvement du piston entre la première position extrême et la deuxième position extrême, les aubes sont mobiles de manière continue entre un premier angle et un deuxième angle.
La commande du déplacement du piston est généralement réalisée par un répartiteur de fluide, par exemple d’huile lors d’ une commande hydraulique.
En cas de panne d’ un élément de la cinématique de la commande des aubes, la position du piston et ainsi de l’ angle de calage des aubes peuvent ne plus être connus .
Il existe un besoin de connaitre la position du piston et ainsi de l’ angle de calage des aubes, à n’importe quel moment, et ce de manière fiable.
Exposé de l’invention
La présente invention a donc pour but de palier les inconvénients des dispositifs de commande des systèmes de guidage du flux d’ air précités .
L’ objectif de l’ invention est d’ améliorer la sécurité en cas de panne d’ un élément de la cinématique de la commande des aubes .
L’invention a donc pour objet un dispositif de commande d’ un système de guidage du flux d’ air comprenant au moins une aube mobile en rotation autour d’un axe de rotation entre un premier angle et un deuxième angle, le dispositif de commande comprenant au moins un actionneur configuré pour entrainer en translation une tige de commande entre une première position extrême et une deuxième position extrême d’ une plage nominale de fonctionnement dans laquelle l’ aube est mobile entre le premier angle et le deuxième angle, la tige de commande étant reliée à l’ axe de l’ aube par un levier de commande articulé par rapport à une extrémité libre de la tige de commande opposée à l’ extrémité reliée à l’ actionneur.
Le levier de commande comprend une première biellette de commande et une deuxième biellette de commande. Ladite première biellette comprend une première extrémité articulée par rapport à l’ extrémité libre de la tige de commande et une deuxième extrémité, articulée par rapport à une première extrémité de la deuxième biellette, ladite deuxième biellette comprenant en outre une deuxième extrémité, opposée à la première extrémité et solidaire en rotation de l’ aube. En cas de panne du dispositif de commande, l’ actionneur est configuré pour amener la tige de commande dans une position de sécurité située au-delà de la deuxième position extrême de la plage nominale de fonctionnement et orienter l’ aube d’ un angle de calage sécuritaire compris entre le premier angle et le deuxième angle.
La position de sécurité et l’ angle de calage sécuritaire correspondent à une position dite de sécurité permettant le passage d’ un flux d’ air même en cas de panne du dispositif de commande. Ainsi, en cas de panne du dispositif de commande, la position du piston et l’ angle de calage des aubes sont connues à n’ importe quel moment, et ce de manière fiable.
Avantageusement, l’ actionneur est configuré pour transmettre un mouvement purement axial à la tige de commande selon un axe de déplacement dudit actionneur.
Selon un mode de réalisation, le levier de commande comprend uniquement la première et la deuxième biellettes de commande sont articulées entre elles et reliées par une liaison à rotule.
Le système de guidage du flux d’ air peut être un aubage du type à aubage directrices d’entrée ou à calage variable dit « inlet guide vanes », d’ acronyme « IGV » en termes anglo-saxons, comprenant une pluralité d’ ailettes ou aubes statoriques comprenant une aube principale reliée au levier de commande et une pluralité d’ aubes secondaires dont le mouvement est synchronisé sur le mouvement de l’ aube principale, le dispositif de commande comprenant en outre un anneau ou couronne de commande relié au levier de commande et relié aux aubes secondaires par l’ intermédiaire de biellettes secondaires, l’ axe de rotation des aubes étant perpendiculaire à l’ axe de l’ anneau de commande.
Chaque aube secondaire est ainsi reliée à l’ anneau de commande par une biellette de commande.
Par aubes à « calage variable », on entend la synchronisation de la position de l’ ensemble des aubes secondaires par rapport à l’ aube principale.
Par aubes « statoriques », on entend des aubes portées par le stator et mobiles en rotation autour de leur propre axe de rotation. Selon un mode de réalisation, la deuxième biellette de commande a une longueur sensiblement égale aux longueurs des biellettes secondaires, l’ anneau de commande étant articulé sur ladite deuxième biellette de commande en un point coïncidant avec de la liaison rotule entre les deux biellettes de commande.
Selon un autre mode de réalisation, la deuxième biellette de commande présente une longueur supérieure aux longueurs des biellettes secondaires, l’ anneau de commande étant articulé sur ladite deuxième biellette de commande en un point distant de la liaison rotule entre les deux biellettes de commande.
Par exemple, le dispositif de commande peut comprendre deux actionneurs, par exemple, diamétralement opposés .
L’ actionneur peut comprendre une tige d’ actionneur reliée à la tige de commande par une liaison rigide ou par une rotule.
De manière nullement limitative, l’ actionneur peut être un vérin comprenant un corps délimitant une chambre cylindrique à l’intérieur de laquelle est monté en translation un piston comportant une extrémité reliée à la tige de commande, le piston étant configuré pour effectuer une surcourse lors du déplacement de la tige de commande dans la position de sécurité.
Le corps du vérin peut comporter deux orifices débouchants dans la chambre pour l’ entrée et la sortie d’ un fluide, destiné à faire coulisser le piston à l’ intérieur dudit corps de vérin selon l’ axe axial. Par exemple, la chambre du vérin est alimentée en fluide, par exemple de l’huile, par une source d’énergie externe acheminant le fluide dans la chambre du vérin via le premier orifice. Sous l’ effet de la pression exercée par le fluide sur la face arrière du piston, celui-ci se déplace axialement le long de son axe, conjointement avec la tige de commande. La source d’ énergie externe peut être un système hydraulique de commande comprenant un répartiteur ou servo valve configurée pour répartir le fluide dans la chambre du vérin. En fonction de la servo valve, il est possible de connaître la course du piston.
Selon un autre aspect, l’invention concerne une turbomachine d’ aéronef comprenant, d’ amont en aval dans le sens d’ écoulement du flux d’ air, une manche d’ entrée recevant de l’ air, un compresseur centrifuge, une chambre de combustion annulaire, située en aval du compresseur, une turbine de puissance haute pression destinée à entrainer en rotation le compresseur, une turbine de sortie destinée à entrainer en rotation un arbre de sortie, par l’intermédiaire d’ un arbre basse pression, un système de guidage du flux d’ air positionné en amont du compresseur et un dispositif de commande dudit système de guidage du flux d’ air tel que défini précédemment.
Avantageusement, l’ axe de rotation de l’ aube du système de flux d’ air est perpendiculaire à l’ axe central de la turbomachine.
La plage nominale de fonctionnement correspond à la plage nominale de fonctionnement de la turbomachine.
La tige d’ actionneur est mobile selon l’ axe axial de la turbomachine.
Selon un autre aspect, l’invention concerne un hélicoptère mono-moteur comprenant une turbomachine telle que définie précédemment.
Brève description des dessins
D'autres buts, caractéristiques et avantages de l’ invention apparaîtront à la lecture de la description suivante, donnée uniquement à titre d'exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins indexés sur lesquels :
[Fig 1 ] illustre très schématiquement une vue en coupe d’ une turbomachine d’ aéronef comprenant un dispositif de commande d’ un système de guidage du flux d’ air selon l’ invention ;
[Fig 2] représente le système de guidage de flux de la figure 1 ;
[Fig 3] est une vue de détails en perspective du dispositif de commande de la figure 1 ;
[Fig 4]
[Fig 5]
[Fig 6] représentent schématiquement trois positions du dispositif de commande et de l’ aube principale du système de guidage de flux de la figure 1 ; et [Fig 7] représente le système de guidage de flux selon un autre mode de réalisation.
Exposé détaillé d’au moins un mode de réalisation
Dans la suite de la description, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport au sens de circulation de l’ air dans la turbomachine.
Sur la figure 1 est représentée très schématiquement une coupe axiale d’ une turbomachine 10, d’ axe central A qui correspond à l’ axe d’ un arbre de puissance (ou arbre basse pression) de la turbomachine. La turbomachine peut équiper, à titre d’ exemple non limitatif, les hélicoptères mono-moteur.
La turbomachine 10 comprend, d’ amont en aval dans le sens d’ écoulement du flux d’ air, une manche d’ entrée 1 1 recevant de l’ air, un compresseur centrifuge 12, par exemple à un ou deux étages, configuré pour aspirer le flux d’ air F. La turbomachine 10 comprend en outre une chambre de combustion annulaire 13 , par exemple à flux inversé, située en aval du compresseur 12, une turbine de puissance haute pression 14 destinée à entrainer en rotation le compresseur 12 par un arbre haute pression 15 et une turbine de sortie 16, par exemple, à seul étage, destinée à entrainer en rotation un arbre de sortie 17 par l’ intermédiaire d’ un arbre basse pression 18, coaxial à l’ arbre haute pression 15, et un système de réduction 19.
L’ arbre de sortie 17 est relié aux pales de l’ aéronef.
La turbomachine 10 comprend en outre un système de guidage du flux d’ air 20, dit « inlet guide vanes », d’ acronyme « IGV » en termes anglo-saxons comprenant une pluralité d’ ailettes ou aubes directrices à calage variable 21 , positionnées en amont du compresseur 12.
La pluralité d’ aubes à calage variable 21 comprend une aube principale 21 a et une pluralité d’ aubes secondaires 21b dont le mouvement est synchronisé sur le mouvement de l’ aube principale 21.
L’ aubage 21 constitué des aubes 21 a, 21b est dit « statorique », c’ est-à-dire que chaque aube 21 a, 21b est mobile en rotation autour de son propre axe de rotation. L’ axe de rotation des aubes 21 a, 21b est ici perpendiculaire par rapport à l’ axe central A de la turbomachine 10.
La turbomachine 10 comprend en outre un dispositif 30 de commande du système de guidage du flux d’ air 20.
Le dispositif de commande 30 du système de flux d’ air 20 comprend un actionneur 31 , une tige de commande 32 entrainée en translation par ledit actionneur 31 et reliée à l’ axe de l’ aube principale 21 a par un levier de commande 33. Le dispositif de commande 30 comprend en outre un anneau ou couronne de commande 34 relié au levier de commande 33 et articulé par rapport à celui-ci et articulé par rapport à des biellettes secondaires 35 qui elles sont solidaires en rotation des aubes secondaires 21b. En d’ autres termes, chaque aube secondaire 21b est reliée à l’ anneau de commande 34 par une biellette 35 de commande.
Par aubes à « calage variable », on entend la synchronisation de la position de l’ensemble des aubes secondaires 21b par rapport à l’ aube principale 21 a.
L’ axe de rotation des aubes 21 a, 21b est perpendiculaire à l’ axe de l’ anneau de commande 34.
L’ actionneur 3 1 peut être, de manière nullement limitative, un vérin comprenant un corps fixé sur un carter (non référencé) et délimitant une chambre cylindrique à l’intérieur de laquelle est monté en translation un piston comportant une extrémité reliée à la tige de commande 32.
La tige de commande 32 est reliée à l’ axe de l’ aube 21 a par le levier de commande 33 articulé par rapport à une extrémité libre 32a de la tige de commande 32 opposée à l’ extrémité reliée à l’ actionneur 31.
Le corps du vérin peut comporter deux orifices débouchants dans la chambre pour l’ entrée et la sortie d’ un fluide, destinés à faire coulisser le piston à l’ intérieur dudit corps de vérin selon un axe de déplacement X-X’ sensiblement parallèle à l’ axe central A de la turbomachine 10.
Par exemple, la chambre du vérin est alimentée en fluide, par exemple de l’huile, par une source d’ énergie externe acheminant le fluide dans la chambre du vérin via le premier orifice. Sous l’ effet de la pression exercée par le fluide sur la face arrière du piston, celui-ci se déplace axialement le long de l’ axe X-X’ , conjointement avec la tige de commande 32.
La source d’ énergie externe peut être un système hydraulique de commande comprenant un répartiteur ou servo valve configuré pour répartir le fluide dans la chambre du vérin. En fonction de la servo valve, il est possible de connaître la course du piston.
Le piston du vérin est mobile en translation dans la chambre du vérin entre deux positions extrêmes d’une plage de fonctionnement nominale de la turbomachine. Lors du mouvement du piston entre la première position extrême et la deuxième position extrême, l’ aube principale 21 a est mobile de manière continue entre un premier angle al et un deuxième angle a2 définis respectivement entre l’ aube principale 21 a et l’ axe horizontal parallèle à l’ axe de déplacement X- X’ . L’ angle fixe a, visible sur la figure 2, est défini entre l’ aube principale 21 a et une deuxième biellette de commande 37 solidaire en rotation de cette aube principale.
Le dispositif de commande 30 est configuré pour guider le piston, et ainsi la tige de commande 32 vers une position de sécurité dans laquelle la course du piston est connue, et ainsi l’ angle d’ ouverture des aubes 21 a, 21b .
La position de sécurité PS correspond à une position d’ ouverture des aubes dans laquelle la turbomachine peut fonctionnement de manière sécuritaire. L’ aube principale 21 a est déplacée du deuxième angle a2 vers un angle sécuritaire aS .
La position de sécurité PS est éloignée d’une des positions P I , P2 de la plage de fonctionnement nominale.
Le piston est configuré pour effectuer une surcourse au-delà d’une de ses positions extrêmes .
Tel qu ’illustré sur la figure 3 , le levier de commande 33 comprend deux pièces distinctes, à savoir une première biellette de commande 36 et une deuxième biellette de commande 37.
La première biellette de commande 36 comprend une première extrémité 36a articulée par rapport à l’ extrémité libre de la tige de commande 32, opposée à l’ extrémité reliée au piston et une deuxième extrémité 36b, articulée par rapport à une première extrémité 37a de la deuxième biellette de commande 37. En d’ autres termes, les deux biellettes de commande 36, 37 sont reliées par une liaison à rotule.
La deuxième biellette de commande 37 comprend en outre une deuxième extrémité 37b, opposée à la première extrémité 37a articulée par rapport à la première biellette 36, solidaire en rotation de l’ aube principale 21 a. En d’ autres termes, la deuxième biellette de commande 37 est fixée à l’ aube principale 21 a de façon à être solidaire en rotation de celle-ci, c ’ est dire que toute la deuxième biellette tourne avec l’ aube principale 21 a. L’ axe de rotation de l’ aube principale 21 a est référencé 20a.
L’ extrémité libre du piston est reliée à la tige de commande 32 par une liaison rigide ou rotule.
Tel qu’ illustré sur la figure 3 , la deuxième biellette de commande 37 présente une longueur sensiblement égale aux longueurs des biellettes secondaires 35. L’ anneau de commande 34 est articulé sur ladite deuxième biellette de commande 37 en un point coïncidant avec la liaison à rotule entre les deux biellettes de commande 36, 37.
La tige de commande 32 est configurée pour se déplacer uniquement en translation selon l’ axe de déplacement X-X’ lors du mouvement du piston du vérin. La tige de commande 32 a un seul degré de liberté, à savoir selon l’ axe de déplacement X-X’ .
Le déplacement de la tige de commande 32 est illustré sur les figures 4 à 6.
La figure 4 représente la première position extrême P I de l’ extrémité libre 32a de la tige de commande 32 lorsque la tige d’ actionneur ou piston est dans la première position extrême de la plage nominale de fonctionnement de la turbomachine 10. Dans la première position extrême P I de la tige de commande 32, l’ aube principale 21 a est ouverte d’un premier angle al , par exemple compris entre 45 ° et 75 °, par exemple supérieur ou égal à 60° .
La figure 5 représente la deuxième position extrême P2 de l’ extrémité libre de la tige de commande 32 lorsque la tige d’ actionneur ou piston est dans la deuxième position extrême de la plage nominale de fonctionnement de la turbomachine 10. Lors du déplacement de la tige de commande 32 de la première position extrême P I vers la deuxième position extrême P2, l’ aube principale 21 a est mobile progressivement du premier angle al vers un deuxième angle a2 par exemple égal à 0° . Le flux d’ écoulement est maximal dans cette deuxième position extrême.
La figure 6 représente la position de sécurité PS de l’extrémité libre de la tige de commande 32 lorsque la tige d’ actionneur ou piston effectue une surcourse ou s ’ étend au-delà de la deuxième position extrême de la plage nominale de fonctionnement de la turbomachine 10. Lors du déplacement de la tige de commande 32 de la deuxième position extrême P2 vers la position de sécurité PS , l’ aube principale 21 a est mobile progressivement du deuxième angle a2 vers un angle de calage sécuritaire aS compris entre les angles al et a2, par exemple compris entre 5 ° et 15 °, par exemple égal à 8° . Dans l’exemple représenté, l’ angle fixe a est prévu égal à l ’ angle de calage sécuritaire aS, de telle sorte que lorsque la position de sécurité PS est atteinte, la deuxième biellette de commande 37 est orientée parallèlement à l’ axe de déplacement X-X’ . Néanmoins, les angles a et aS peuvent être prévus différents l’ un de l’ autre sans sortir du cadre de l’invention. Par exemple, une surcourse supplémentaire de la tige d’ actionneur et donc de la tige de commande 32, de façon à déplacer la position de sécurité PS , augmenterait la valeur de l ’ angle de calage sécuritaire aS alors que l’ angle a reste fixe.
Dans le mode de réalisation illustré sur la figure 7, dans lequel les mêmes éléments portent les mêmes références, la deuxième biellette de commande 37 présente une longueur supérieure aux longueurs des biellettes secondaires 35. L’ anneau de commande 34 est articulé sur ladite deuxième biellette de commande 37 en un point distant de la liaison rotule entre les deux biellettes de commande 36, 37.
On obtient une relation linéaire entre la position de la tige d’ actionneur 32 et l’ angle de calage de l’ aube principale 21 a. De manière générale, l’ utilisation du dispositif de commande 30 n’ est pas limité à une turbomachine et peut être utilisé pour assurer le déplacement de la tige de commande et ainsi l’orientation d’ ailettes montées en amont d’ une roue directrice vers une position de sécurité en cas de défaillance d’ un élément dudit dispositif de commande. L’ angle de calage sécuritaire des ailettes est compris dans la plage d’ angle de calage utile au fonctionnement nominal de la roue directrice. Cet angle de calage sécuritaire est atteint lors d’ une surcourse d’ une tige d’ actionneur du dispositif de commande. Grace à l’ invention, il est possible d’ amener la tige de commande et ainsi l’ angle de calage des aubes vers une position de sécurité fiable.

Claims

REVENDICATIONS
1. Dispositif (30) de commande d’ un système de guidage du flux d’ air (20) comprenant au moins une aube (21 a) mobile en rotation autour d’un axe de rotation entre un premier angle (al ) et un deuxième angle (a2), le dispositif (30) de commande comprenant au moins un actionneur (31 ) configuré pour entrainer en translation une tige de commande (32) entre une première position extrême (P I ) et une deuxième position extrême (P2) d’ une plage nominale de fonctionnement dans laquelle l’ aube (21 a) est mobile entre le premier angle (a l ) et le deuxième angle (a2), la tige de commande (32) étant reliée à l’ axe de l’ aube (21 a) par un levier de commande (33 ) articulé par rapport à une extrémité libre de la tige de commande (32) opposée à l’ extrémité reliée à l’ actionneur (31 ), caractérisé en ce que :
- le levier de commande (33) comprend une première biellette de commande (36) et une deuxième biellette de commande (37), ladite première biellette (36) comprenant une première extrémité (36a) articulée par rapport à l’ extrémité libre de la tige de commande (32) et une deuxième extrémité (36b) articulée par rapport à une première extrémité (37a) de la deuxième biellette (37), ladite deuxième biellette (37) comprenant en outre une deuxième extrémité (37b), opposée à la première extrémité (37a) et solidaire en rotation de l’ aube (21 a), et en ce que : l’ actionneur (31 ) est configuré pour amener la tige de commande (32) dans une position de sécurité (PS ) située au-delà de la deuxième position extrême (P2) de la plage nominale de fonctionnement et orienter l’ aube (21 a) d’ un angle de calage sécuritaire (aS ) compris entre le premier angle (al ) et le deuxième angle (a2).
2. Dispositif (30) selon la revendication 1 , dans lequel l’ actionneur (31 ) est configuré pour transmettre un mouvement purement axial à la tige de commande (32) selon un axe (X-X’ ) de déplacement dudit actionneur (3 1 ) .
3. Dispositif (30) selon la revendication 1 ou 2, dans lequel le levier de commande (33 ) comprend uniquement la première et la deuxième biellettes de commande (36, 37), et celles-ci sont articulées entre elles par une liaison à rotule.
4. Dispositif (30) selon l’ une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le système de guidage du flux d’ air (20) comprend une pluralité d’ aubes statoriques à calage variable (21 ) comprenant une aube principale (21 a) reliée au levier de commande (33 ) et une pluralité d’ aubes secondaires (21b) dont le mouvement est synchronisé sur le mouvement de l’ aube principale (21 a), le dispositif de commande (30) comprend en outre un anneau de commande (34) relié au levier de commande (33) et relié aux aubes secondaires (21b) par l’ intermédiaire de biellettes secondaires (35), l’ axe de rotation des aubes (21 a, 21b) étant perpendiculaire à l’ axe de l’ anneau de commande (34) .
5. Dispositif (30) selon la revendication 4 prise en combinaison avec la revendication 3 , dans lequel la deuxième biellette de commande (37) a une longueur sensiblement égale aux longueurs des biellettes secondaires (35), l’ anneau de commande (34) étant articulé sur ladite deuxième biellette de commande (37) en un point coïncidant avec la liaison à rotule entre les deux biellettes de commande (36, 37) .
6. Dispositif (30) selon la revendication 4, dans lequel la deuxième biellette de commande (37) présente une longueur supérieure aux longueurs des biellettes secondaires (35), l’ anneau de commande (34) étant articulé sur ladite deuxième biellette de commande (37) en un point distant de la liaison rotule entre les deux biellettes de commande (36, 37) .
7. Dispositif (30) selon l’ une quelconque des revendications précédentes, comprenant deux actionneurs (31 ) diamétralement opposés.
8. Dispositif (30) selon l’ une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l’ actionneur (31 ) comprend une tige d’ actionneur reliée à la tige de commande (32) par une liaison rigide.
9. Dispositif (30) selon l’ une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l’ actionneur (31 ) est un vérin comprenant un corps délimitant une chambre cylindrique à l’intérieur de laquelle est 14 monté en translation un piston comportant une extrémité reliée à la tige de commande (32), le piston étant configuré pour effectuer une surcourse lors du déplacement de la tige de commande (32) dans la position de sécurité (PS).
10. Turbomachine (10) d’aéronef comprenant, d’amont en aval dans le sens d’écoulement du flux d’air, une manche d’entrée (11) recevant de l’air, un compresseur centrifuge (12), une chambre de combustion annulaire (13), située en aval du compresseur (12), une turbine de puissance haute pression (14) destinée à entrainer en rotation le compresseur (12), une turbine de sortie (16) destinée à entrainer en rotation un arbre de sortie (17), un système de guidage du flux d’air (20) positionné en amont du compresseur (12) et un dispositif (30) de commande dudit système de guidage du flux d’air (20) selon l’une quelconque des revendications précédentes.
11. Turbomachine (10) selon la revendication 10, dans laquelle l’axe de rotation de l’aube (21a) du système de flux d’air (20) est perpendiculaire à l’axe central (A) de la turbomachine (10).
12. Hélicoptère mono-moteur comprenant une turbomachine (10) selon la revendication 10 ou 11.
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FR2928979B1 (fr) * 2008-03-19 2015-05-01 Snecma Dispositif de commande d'aubes a calage variable dans une turbomachine.
FR2936558B1 (fr) * 2008-09-30 2016-11-11 Snecma Systeme de commande d'equipements a geometrie variable d'un moteur a turbine a gaz comportant notamment une liaison a barillet.
US9885291B2 (en) * 2012-08-09 2018-02-06 Snecma Turbomachine comprising a plurality of fixed radial blades mounted upstream of the fan
FR3046409B1 (fr) * 2016-01-05 2018-02-09 Safran Aircraft Engines Systeme de commande de l'orientation des pales de soufflante d'une turbomachine a pion de blocage de mise en drapeau
US10634000B2 (en) * 2017-06-23 2020-04-28 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Method and configuration for improved variable vane positioning
FR3082896B1 (fr) * 2018-06-22 2021-06-04 Safran Aircraft Engines Ensemble pour la commande d'aubes a calage variable
EP4339440A3 (fr) * 2018-08-08 2024-05-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Système et procédé multimoteur

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