FR2638208A1 - Dispositif de commande du pas des ailettes d'une soufflante non canalisee et dispositif pour la propulsion d'avion - Google Patents

Abstract

Un dispositif pour faire varier le pas des ailettes des hélices 14 Av, 14 Ar d'un moteur 12 à turbine à gaz d'avion du type à soufflante non canalisée utilise des moteurs à courant alternatif à aimants permanents situés dans le carter d'huile du moteur. Un alternateur 40 entraîné par le moteur 12 produit une énergie à fréquence variable, amplitude variable, non régulée qui est redressée et appliquée à un bus à courant continu. Des onduleurs contrôlés transforment la puissance à courant continu du bus en puissance alternative. Le dispositif incorpore de la redondance sans augmentation importante du poids en prévoyant des alternateurs et des moteurs électriques formant deux sections indépendantes de fonctionnement sur des arbres communs. Des circuits électroniques séparés fournissent de la puissance pour chaque moteur de la section et pour redresser l'énergie provenant de chaque section d'alternateur. On peut utiliser un bus commun d'alimentation pour accoupler les moteurs et alternateurs multiples. Le bus commun peut alternativement recevoir de la puissance à partir du système 400 Hz de l'avion ou à partir des batteries montées à bord. Application aux moteurs à hélices des avions.

Description

La présente invention concerne des dispositifs pour faire varier ou

commander le pas des ailettes des hélices de moteurs à turbine à gaz pour avion et, plus particulièrement, un dispositif de commande entraîné par un moteur électrique pour faire varier le pas des ailettes des hélices d'un moteur

à turbine à gaz du type à soufflante non-canalisée.

Les moteurs à turbine à gaz comprennent généralement un générateur de gaz qui comporte un compresseur afin de comprimer l'air traversant le moteur dans la direction arrière, une chambre de combustion dans laquelle le carburant est mélangé à l'air comprimé et allumé de manière à former un courant gazeux de haute énergie, et une turbine entraînée par le courant gazeux et montée de manière à entraîner un rotor, lequel entraîne à son tour le compresseur. Beaucoup de moteurs comprennent en outre une seconde turbine, appelée turbine de puissance, située à l'arrière du générateur de gaz pour extraire de l'énergie du courant gazeux afin d'entraîner une charge tournante ayant des ailettes à pas variable telles

que celles que l'on rencontre dans les hélices des hélicop-

tères, les réacteurs à double flux et les turbopropulseurs.

Une amélioration récente des réacteurs à double flux et des turbopropulseurs mentionnés ci-dessus est le moteur à soufflante noncanalisée tel qu'il est décrit dans la demande de brevet britannique 2 129 502 publiée le 16 Mai 1984. Dans le moteur à soufflante non-canalisée, la turbine de puissance comprend des rotors et des aubes de turbine tournant dans des - 2 - directions opposées qui entraînent des ailettes de soufflante non-canalisée tournant dans des directions opposées et situées dans la direction radiale de l'extérieur de la

section à turbine de puissance du moteur.

Les ailettes de la soufflante du moteur à soufflante non-canalisée sont à pas variable de manière à obtenir les

performances optimum du moteur et l'inversion de sa poussée.

En marche, le rendement énergétique du moteur peut être rendu optimum en faisant varier le pas des ailettes de manière à ce

qu'il corresponde à des conditions spécifiques de fonctionne-

ment. En général, l'environnement du moteur a imposé que le mécanisme d'actionnement pour la commande du pas des ailettes utilise des actionneurs hydrauliques entraînant les divers types d'agencement d'engrenages pour placer les ailettes aux emplacements désirés ou angles du pas. On trouve une forme, donnée à titre d'exemple, d'un mécanisme de commande du pas dans le brevet des Etats-Unis d'Amérique n 4 657 484, dans lequel le pas des ailettes de la soufflante est modifié par un actionneur hydraulique monté à l'intérieur de la structure de support statique de la turbine de puissance. Le mouvement

ordonné par l'actionneur est tout d'abord transmis à l'élé-

ment tournant par un système de roulements et ensuite aux ailettes par un système d'engrenages et de biellettes montés sur l'élément tournant. Il est souhaitable, dans ce type de système, de placer avec précision les deux rangées d'ailettes tournant dans des directions opposées de façon que le pas de chaque ailette non seulement soit adapté à la poussée requise

aux diverses vitesses mais produise également une sychronisa-

tion précise de la vitesse des deux rangées d'ailettes de façon que les croisements des ailettes aient lieu à une position précise les uns par rapport aux autres et par rapport à la structure de l'avion. En général, de tels systèmes utilisent le pas pour commander la poussée, ce qui a à son tour un effet sur la vitesse de rotation des ailettes - 3 - de sorte que toute variation légère de la commande du pas altère la position précise à laquelle les croisements des ailettes se produisent. On trouvera une discussion plus détaillée du mécanisme et du système pour la commande du fonctionnement du moteur et pour l'obtention des angles désirés pour le pas des ailettes de chacune des rangées dans

le brevet Etats-Unis d'Amérique n 4 772 180.

Les systèmes de la technique antérieure qui sont basés

sur des commandes hydrauliques pour procéder au positionne-

ment précis du pas des ailettes fonctionnent parfois d'une manière moins qu'optimum pour l'obtention de la précision et de la largeur de bande nécessaires à l'exécution simultanée de toutes les fonctions de commande. En outre, il ne s'est pas avéré pratique de fournir des sources de réserve ou des autres sources de puissance hydraulique pour venir à l'appui du mécanisme de commande du pas en cas de défaillance du système primaire. Une telle défaillance nécessite donc l'arrêt du système de commande du pas et un manquement à une situation établie d'urgence. En outre, on pense que le rendement d'un système hydraulique est généralement assez faible, et on souhaite augmenter l'efficacité d'un tel système de manière à améliorer la consommation spécifique en carburant, réduire la demande de pointe et diminuer la charge

thermique du moteur.

On a fait des progrès en matière de commandes hydrauliques en utilisant des moteurs hydrauliques tournants

pour entraîner des trains d'engrenages qui finalement procè-

dent à la modification et au maintien du pas des ailettes.

Les moteurs hydrauliques sont commandés proportionnellement par une petite vanne pilote actionnée électriquement qui commande la soupape de commande principale des systèmes hydrauliques. Dans d'autres constructions, on peut utiliser un disque en nutation dans le moteur hydraulique pour remplacer ou venir à l'appui de la soupape de puissance. Le disque en nutation peut être actionné par un servomoteur - 4 - électrique ou hydraulique proportionnel. Dans l'un ou l'autre

de ces modes de réalisation, une pompe hydraulique fonction-

nant à partir du moteur alimente deux des moteurs hydrauli-

ques. On pense qu'il n'est pas pratique d'étendre le système hydraulique au-delà de l'envelope du moteur pour obtenir une redondance de la source énergétique, et un second système

complet ou une pompe hydraulique impose une pénalité inaccep-

table en matière de poids.

Bien qu'on ait fait des tentatives pour mettre en oeuvre des systèmes électriques d'entraînement pour commander le pas des hélices d'un avion au cours de la Seconde Guerre mondiale, il semble qu'il n'existe aucune mise en oeuvre de cette sorte qui convienne aux avions actuels. En général, les tentatives antérieures ont utilisé des moteurs individuels à courant continu mis en marche et arrêtés par des relais alimentés par le bus d'alimentation à courant continu de l'avion. Dès que l'ailette de la soufflante était amenée à l'emplacement désiré, celle-ci était maintenue dans cette position par un moyen mécanique car on ne disposait à ce moment-là d'aucune servocommande électrique précise pour maintenir la position des ailettes. Ainsi, on utilisait le système électrique d'entraînement seulement pour modifier la position des ailettes de la soufflante, mais non pour maintenir réellement leur position. Cependant, les systèmes de l'art antérieur de ce type semblent tous inacceptables dans le type de moteur d'avion que concerne la présente demande, à cause de la fiabilité requise, du fonctionnement de la commande à partir d'une alimentation non-régulée, de la précision et de la largeur de bande de la commande, et de

l'emplacement du carter d'huile à l'intérieur du moteur.

La présente invention a pour objet un dispositif perfectionné pour commander le pas des ailettes d'une hélice dans un moteur à turbine à gaz d'avion à soufflante non canalisée qui évite les inconvénients, ou caractéristiques indésirables qu'on a discutés ci-dessus pour la technique

Z638208

- 5 - antérieure. L'invention a pour. autre objet un dispositif de

commande pour réguler le pas des ailettes, qui soit relative-

ment léger, fiable, et puisse fonctionner à partir de l'énergie électrique développée à l'intérieur du moteur. La présente invention a pour autre objet un dispositif de commande du pas des ailettes, alimenté électriquement, qui

comprennent des éléments redondants pour améliorer la fiabi-

lité. Dans un mode de réalisation de l'invention, un moyen de propulsion pour un engin de transport, par exemple un avion, comprend un moteur à turbine à gaz comportant un élément fixe, et des premier et second éléments tournants disposés suivant le même axe autour de l'élément fixe. Un trajet annulaire pour un écoulement gazeux, ayant le même axe que les premier et second éléments tournants, est coupé par une multitude de premières et secondes aubes de rotor fixées aux premier et second éléments tournants, respectivement, qui s'étendent dans les trajets d'écoulement de sorte que le courant gazeux suivant le trajet d'écoulement provoque la rotation dans des sens opposés des premier et second éléments tournants. Une multitude d'ailettes d'hélices avant et arrière à pas variable sont accouplées aux premier et second éléments tournants en étant disposées dans la direction radiale de leur extérieur. Le fonctionnement d'un moyen d'engrenage accouplé aux ailettes des hélices permet de faire varier l'angle de leur pas. Des moyens des moteur électrique sont reliés à l'élément fixe et comprennent un rotor entrainant un arbre accouplé au moyen d'engrenage de sorte que la rotation de cet arbre provoque le changement du pas des ailettes des hélices. Le moteur à turbine à gaz produit le courant gazeux, et comprend un arbre de compresseur tournant. Des moyens d'alternateur sont accouplés à l'arbre du compresseur pour produire du courant alternatif non régulé, à fréquence et tension variables. Un redresseur relié - 6 - aux moyens d'alternateur transforme le courant alternatif en courant continu et un onduleur monté de manière à recevoir le courant continu transforme ce courant en courant alternatif ayant une fréquence et une amplitude contrôlées. La sortie de l'onduleur alimente sélectivement le moteur en courant

alternatif contrôlé.

Un moyen de commande répondant à un ordre relatif au pas désiré pour les hélices procède à la commande du moyen d'onduleur pour mettre les ailettes au pas désiré. Dans un agencement, on prévoit deux moteurs électriques, chacun étant relié par l'intermédiaire d'engrenages correspondants de façon à entraîner un mécanisme à engrenages, respectivement, qui est en relation motrice avec une ailette respective des ailettes des hélices avant et arrière. L'onduleur comprend deux sections connectées, respectivement, aux premier et second moteurs, et le moyen de commande procède à la commande de chacun des onduleurs pour positionner indépendamment chaque jeu avant et arrière d'ailettes des hélices. A des fins de redondance, des moteurs électriques supplémentaires peuvent être accouplés à chacun des premier et second mécanismes à engrenages, respectivement, avec chaque moteur supplémentaire alimenté par des onduleurs correspondants reliés aux bus d'alimentation commun. Le système redondant peut également comprendre des alternateurs doubles connectés à l'arbre d'entraînement du compresseur, des redresseurs doubles étant reliés respectivement à chacun des alternateurs pour fournir de l'énergie au bus d'alimentation commun à partir d'un alternateur correspondant. Dans encore un autre agencement, le bus d'alimentation commun peut être relié à l'alimentation électrique de l'avion, d'o il résulte que l'avion peut fournir de l'énergie électrique au bus de puissance en cas de défaillance de l'alternateur. Dans ce système, les moteurs de l'avion peuvent être connectés au bus d'alimentation commun de sorte que la défaillance du système d'alternateur d'un moteur peut être surmonté en extrayant de -7-

l'énergie dans l'alternateur de l'autre moteur.

La suite de la description se réfère aux figures

annexées qui représentent respectivement: Figure 1, un avion comportant des moteurs à turbine à gaz avec des hélices avant et arrière tournant dans des directions opposées, figure 2, une vue simplifiée'et partiellement en crevé de l'un des moteurs de la figure 1, avec un mécanisme hydraulique de commande du pas accouplé à l'hélice entraînée par le moteur; Figure 3, une vue simplifiée et partiellement en crevé de l'un des moteurs d'avion de la figure 1, avec un mécanisme de commande du pas actionné électriquement, selon la présente invention, accouplé à l'hélice entraînée par le moteur, figure 4, un schéma simplifié sous forme de blocs d'un mode de réalisation d'un dispositif de commande du pas actionné électriquement, employé en liaison avec un moteur à turbine à gaz selon la présente invention; figure 5, un schéma simplifié sous forme de blocs d'un autre mode de réalisation d'un dispositif de commande du pas actionné électriquement, employé en conjonction avec un moteur à turbine à gaz selon la présente invention, figure 6, un schéma simplifié sous forme de blocs d'encore un autre mode de réalisation d'un dispositif de

commande du pas actionné électriquement, employé en conjonc-

tion avec un moteur à turbine à gaz selon la présente invention; et figure 7, un schéma sous forme de blocs d'un système de commande pour des moteurs électriques utilisés dans les

modes de réalisation représentés dans les figures 4 à 6.

La figure 1 représente un avion 10 ayant des moteurs 12 du type turbine à gaz montés sur la cellule de l'avion à proximité de son extrémité arrière. Les moteurs 12 entraînent chacun une hélice avant 14 Av et une hélice arrière Ar qui

tournent dans des directions opposées autour de leur axe 16.

- 8 - La figure 2 représente avec davantage de détails le système 12 de la figure 1 qui emploie des servomoteurs hydrauliques pour la modification du pas. A l'avant des hélices 14 Ar et 14 Av. se trouve une turbine à gaz 18 telle que le type F404 fabriqué par la société dite General Electric Company. La turbine à gaz entraîne un arbre (non représenté) et peut être également considérée comme un générateur de gaz car elle développe un courant gazeux de haute énergie, représenté par une flèche 20, qui est fourni à

un étage 22 des hélices.

L'étage 22 extrait directement de l'énergie du courant gazeux au moyen de jeux d'aubes contra-rotatives de la turbine de puissance. Cette technique permet d'éviter le recours à une turbine à haute vitesse et donc d'employer une boîte de réduction pour entraîner l'hélice. Un premier jeu d'aubes 24 extrait de l'énergie du courant gazeux indiqué par la flèche 20 et fait tourner l'hélice avant 14 Av dans une

certaine direction. Un second jeu d'aubes 26 extrait égale-

ment de l'énergie du courant gazeux mais fait tourner l'hélice arrière 14Ar dans le sens opposé. Des roulements 28 supportent les jeux d'aubes et les hélices et permettent ces

rotations dans des sens opposes.

On a représenté schématiquement un mécanisme 30 pour modifier le pas des hélices 14Av et 14Ar. Il est souhaitable de commander le mécanisme 30 pour que le pas des hélices soit correct en fonction des conditions de fonctionnement présentes

du moteur.

Divers moniteurs sont placés dans la turbine à gaz 18, dont des capteurs 32, 34, qui fournissent des signaux représentatifs de la pression du gaz (P2, P46), et un capteur 36 qui fournit des signaux représentatifsde la température de l'air d'admission (T2). Le signal P2 (pression de l'air d'admission) et le signal P46 (pression de l'air sortant du générateur de gaz 18) permettent d'obtenir le rapport des pressions du moteur (RPM). Alors que ce rapport est donné par P46/P2, on remarquera que si P2 est maintenu constant, on -9- peut connaître directement le rapport à partir d'une mesure de P46. La vitesse du rotor est également détectée par un moniteur 38 et est fourni sous forme d'un signal de commande à partir de la turbine à gaz 18. Ces détecteurs et d'autres détecteurs non représentés sont bien connus dans la techni- que. Un système de commande pour turbine à gaz tel que le

générateur de gaz 18, est décrit dans le brevet des Etats-

Unis d'Amérique n 4 242 864 qu'on incorpore ici à titre de référence; Il est essentiel de fournir suffisamment d'énergie au courant gazeux pour provoquer la rotation des hélices 14Ar et 14Av à la vitesse et à l'angle choisi pour le pas qui satisfont les conditions de vol o, plus spécialement, la demande du pilote en ce qui concerne la poussée du moteur. Un exemple de commande des hélices d'un avion dans le cas d'une hélice entraînée dans un moteur à turbine à gaz est donné dans le brevet des Etats-Unis d'Amérique n 4 772 180 mentionné ci-dessus, dont on incorpore ici la divulgation à

titre de référence.

La figure 3 est un dessin qui correspond généralement au système représenté en figure 2. Cependant, une exception importante est le fait que les actionneurs hydrauliques ont

été remplacés par des actionneurs commandés électriquement.

Dans le système de la figure 3, un alternateur 40 est placé dans le générateur de gaz à un endroit contigu à l'étage compresseur (non représenté) et est entraîné par un arbre mené (non représenté) du générateur de gaz 18 accouplé au compresseur pour produire un courant alternatif à fréquence variable, amplitude variable, non régulé. A l'arrière des aubes 24 et 26 de la turbine de puissance, dans ce qu'on appelle généralement un carter 39, se trouvent deux moteurs

électriques 42 et 44. Le carter tourne autour de l'axe 16.

Les moteurs 42 et 44 sont montés de façon fixe de manière à ne pas tourner avec le carter et sont de préférence des moteurs électriques à courant alternatif car le carter, qui

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contient de l'huile de lubrification sur sa surface inté-

rieure entourant un noyau de vapeur d'huile, ne constitue pas un environnement hospitalier pour des moteurs à courant continu qui nécessitent des balais et des collecteurs et provoquent par inhérence des étincelles pendant la commuta- tion. Chaque moteur 42, 44 est accouplé mécaniquement à une boite de vitesse 46, 48, correspondante, laquelle est à son tour accouplée au mécanisme commandant le pas des hélices 14Ar et 14Av, respectivement. Les moteurs sont fixes par rapport aux hélices tournantes. Les boîtes de vitesse 46 et 48 fournissent chacune un avantage mécanique suffisant pour éviter que les forces agissant sur les ailettes des hélices, par impact du courant d'air, ne repositionnent les moteurs 42 et 44, respectivement. La puissance de l'alternateur 40 est fournie aux moteurs 42 et 44 par l'intermédiaire d'un étage

à redresseur et onduleur.

La figure 4 est une représentation schématique de la présente invention dans son application au moteur à turbine à gaz représenté en figure 3. L'alternateur 40 est accouplé au générateur de gaz 18 par l'intermédiaire d'engrenages ou autres dispositifs de prise de force au droit d'une table de montage 41. On remarquera que l'arbre mené du générateur de gaz tourne à une vitesse beaucoup plus petite que celle normalement souhaitée pour faire tourner l'alternateur et par conséquent le dispositif 41 est utilisé pour augmenter la vitesse de rotation de l'alternateur. On connait divers moyens pour accoupler des alternateurs au générateur de gaz et on ne procédera pas à leur discussion. Une turbine de puissance 27, qui comprend les aubes 24 et 26, représentées

en figure 3, est entraînée par le générateur de gaz 18.

Chaque moteur 42, 44 est relié par l'intermédiaire des agencements d'entraînement appropriés 46, 48, respectivement, pour commander le pas d'une rangée respective parmi les rangées d'ailettes tournantes 14Ar et 14Av. Chaque moteur 42, 44 comprend un rotor monté sur un arbre mené, lequel

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entraîne, à son tour, le moyen respectif d'engrenages 46, 48.

Pour simplifier l'illustration, les arbres de l'alternateur et des moteurs 42 et 44, et les couplages aux rangées d'ailettes 14Av et 14Ar, sont indiqués par des lignes en tirets s'étendant jusqu'à leurs agencements d'engrènement associés. La fréquence et l'amplitude du courant alternatif à

fréquence variable, amplitude variable, produit par l'alter-

nateur 40 dépendront de la vitesse de rotation du compresseur

(non représenté) situé à l'intérieur du générateur de gaz 18.

Pour commander les moteurs 42 et 44 avec la puissance de

l'alternateur 40, il est nécessaire tout d'abord de transfor-

mer la caractéristique variable de la puissance en au moins

une puissance à fréquence fixe. L'étage 50 à redresseur-

onduleur fourni à cet effet comprend un redresseur fixe 52 relié électriquement à l'alternateur 40 pour transformer la puissance à courant alternatif en puissance à courant continu et appliquer cette puissance à un bus de puissance représenté par des lignes 54 et 56. La puissance à courant continu du bus est fournie à des premier et second onduleurs 58 et 60, respectivement, qui appliquent une puissance à courant alternatif de caractéristique désirée aux moteurs 44 et 42, respectivement. De préférence, les onduleurs 58 et 60 sont des onduleurs à modulation d'implusions en largeur (PWM) d'un type bien connu dans la technique et décrit, par exemple, dans l'article de S.C. Peak et al. "'A Study of System Losses In A Transistorized Inverter-Induction Motor Drive System", IEEE Transactions On Industry Applications, Jan/Feb 1985, Vol. IA-21, N 1, pp. 248-258 (Etude des pertes dans un

système d'entraînement de moteur à induction-onduleur tran-

sistorisé) et l'article de J.L. Oldenkamp et al., "Selection and Design Of An Inverter-Driven Induction Motor For A

Traction Drive System" IEEE Transactions On Industry Applica-

tions, Jan/Feb 1985, Vol. IA-21, N 1, pp 259-265. (Sélection et conception d'un moteur à induction entraîné par onduleur

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pour un système d'entraînement par traction). Des condensa-

teurs 62 et 64 sont montés généralement entre le bus de puissance à courant continu à l'entrée des onduleurs 58 et , respectivement, pour minimiser les fuctuations du courant de ligne. La variation de la fréquence dans la puissance fournie par l'alternateur 40 est compensée par le redresseur fixe 52. Il est tenu compte des variations de la tension dans la puissance fournie par le redresseur par modulation d'impulsions en largeur dans les onduleurs individuels 58 et

60.

Dans le dispositif représenté en figure 4, on utilise un seul alternateur pour fournir l'énergie électrique à chacun des deux moteurs 42 et 44 qui commandent les angles du

pas des ailettes de chacune des rangées d'ailettes, respecti-

vement. Il est souhaitable que les moteurs 42 et 44 soient des moteurs alternatifs à aimants permanents de manière à obtenir un rendement élevé sans poids excessif. Il est

souhaitable d'avoir un moteur à aimants permanents, compor-

tant une excitation indépendante du flux, dans le cas o il y a perte de puissance dans le circuit de l'onduleur, car la puissance peut alors être extraite de la rotation du système à ailettes afin de modifier les angles de leur pas et de mettre les ailettes en drapeau en cas d'urgence. Alors qu'on peut utiliser des moteurs à induction ou des moteurs à réluctance commutés dans un agencement semblable, des moteurs de ce type nécessitent un onduleur pleinement opérationnel

pour fonctionnement en cas de perte' de puissance de l'ondu-

leur. Par conséquent, le dispositif de la figure 4, lorsqu'il utilise des moteurs alternatifs à aimants permanents, permet *30 d'obtenir les avantages d'une efficacité élevée, d'une grande largeur de bande et d'une capacité élevée en matière de

demande de pointe.

On peut remarquer que, comme le carburant du moteur est également mis en circulation pour exécuter la fonction de refroidissement du moteur, le dispositif de la figure 4

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apporte une réduction de la charge de refroidissement pour le système de carburant car le rendement du dispositif est élevé et celui-ci ne fournit de ll'énergie que sur demande. De plus,

les pertes à l'état constant de l'alternateur sont suffisam-

ment faibles pour ne nécessiter qu'un refroidissement par air sous pression dynamique, évitant que l'on doive recourir à des réfrigérants liquides et à des échangeurs de chaleur. Les

moteurs 42 et 44 ne nécessitent pas un système de refroidis-

sement séparé car leurs pertes sont relativement faibles et leur emplacement est tel que l'huile de lubrification entrant normalement dans le carter peut être utilisée avec sécurité

tant pour la lubrification que pour le refroidissement.

La figure 5 représente une modification du dispositif de la figure 4 dans laquelle on ajoute une redondance de manière à assurer la protection contre la perte de commande du pas des ailettes dans le cas o un composant du système est défaillant. Au lieu d'un alternateur, le dispositif de la figure 5 emploie deux alternateurs indépendants 40A et 40B reliés à un arbre commun 43 de prise de puissance bien que, à titre de variante, les alternateurs puissent être connectés à des arbres indépendant à partir du générateur de gaz 18 (représenté en figure 4). Chaque alternateur 40A, 40B est connecté à un circuit redresseur fixe séparé 52A et 52B, respectivement, lesquels fournissent à leur tour de la puissance à partir des alternateurs à un bus commun à courant continu représenté par les lignes 54*et 56. Chaque moteur 42, 44 est constitué, dans ce mode de réalisation, de sections séparées de moteur 42A, 42B, et 44A, 44B, respectivement. Ces sections peuvent être des moteurs séparés, indépendants, mais de préférence formés dans des logements communs, avec des enroulements séparés et avec les rotors montés sur un arbre commun. Chacun des moteurs 42A, 42B, et 44A, 44B est alimenté par un onduleur PWM indépendant 60A, 60B et 58A, 58B, respectivement. Chaque onduleur est relié au bus commun à courant continu 54, 56. Par conséquent, si l'un des moteurs

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de changement du pas ou l'un des onduleurs ou l'un des

alternateurs ou des redresseurs est défaillant, le fonction-

nement du dispositif peut être poursuivi avec sécurité grâce aux autres composants. Dans le mode de réalisation préféré, o chaque moteur est divisé en deux sections montées sur un arbre commun, la pénalité pour cette redondance ne constitue qu'environ 15% de supplément de poids. Cet agencement particulier est idéal car le dispositif est dimensionné en fonction des conditions de pointe en cas de couple d'urgence pour survitesse, alors que le fonctionnement normal de

l'avion nécessite moins de la moitié de la pointe d'urgence.

De plus, on peut obtenir une efficacité supplémentaire en

remplaçant les redresseurs fixes 52A et 52B par des redres-

seurs contrôlés de manière à conférer la possibilité d'élimi-

nation de la puissance de la moitié du dispositif pendant le

fonctionnement normal o le couple total n'est pas néces-

saire. La figure 6 représente une variante du dispositif de la figure 5 qui fournit une alternative à la structuration d'un système tolérant les défauts afin de tirer profit d'une variété de sources d'alimentation en cas d'urgence. Dans ce mode de réalisation, les sources d'alimentation provenant des multiples moteurs de l'avion sont couplées en croix de façon que l'alternateur d'un moteur puisse fournir de l'énergie non

seulement à ce moteur, mais également à l'autre par l'inter- médiaire d'un redresseur fixe 75 lorsque l'arbre d'un alternateur ou un

enroulement est défaillant ou s'il y a défaillance d'un redresseur 52. Là encore, étant donné que la charge normale est approximativement la moitié de la charge de pointe, la commande normale du pas des ailettes pour les deux moteurs (en supposant que l'avion comporte deux moteurs) peut donc être poursuivie s'il y a défaillance de l'un des dispositifs. De plus, le bus de puissance de l'avion, qui fonctionne normalement à une fréquence de 400 Hz, peut être accouplé au bus commun à courant continu en redressant

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simplement la puissance alternative à 400 Hz. En outre, il peut être souhaitable de relier la batterie de l'avion au bus du dispositif pour fournir une énergie d'urgence dans le cas de demandes momentanées. En particulier, pour un avion à deux moteurs, le moteur 1 et son système d'alimentation associé sont reliés à deux bus de puissance 54, 56 et 54A et 56A, respectivement, et d'une façon similaire, le moteur 2 et son

système associé d'alimentation sont connectés aux deux bus.

Chacun des bus est également relié au système d'alimentation à 400 Hz de l'avion par l'intermédiaire de redresseurs correspondants 66 et 68. L'énergie de la batterie est fournie

aux bus par l'intermédiaire de diodes d'isolement 69 et 71.

Avec l'engrènement approprié, le mouvement de rotation des hélices peut être utilisé pour entraîner les moteurs 42 et 44 dans un mode de récupération de manière à extraire l'énergie du moteur. Dans un tel agencement, il peut être souhaitable de fournir un second alternateur 73 de petites dimensions pour développer la faible puissance destinée au circuit de commande de l'onduleur de manière à assurer un fonctionnement fiable dans un mode de récupération ou pendant

la commutation du dispositif.

La figure 7 est un schéma sous forme de blocs d'une forme typique de dispositif de commande destiné à commander un moteur 42 pour le positionnement de la rangée d'ailettes arrière aux positions désirées. L'ordre X* sur la position obtenu à partir du dispositif de commande ou du moteur spécifie l'angle désiré pour le pas. On décrit l'obtention de l'angle désiré pour le pas dans le brevet des Etats-Unis d'Amérique n 4 772 180 cité ci-dessus. Le signal d'ordre est appliqué à un noeud de sommation 70 o il est ajouté à un signal de réaction X représentatif de la position réelle des ailettes. La position réelle des ailettes est de préférence obtenue à partir d'un codeur 72 accouplé à l'arbre du moteur 42 à aimants permanents qui est de préférence du type à aimants intérieurs. La différence entre la position désirée

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et la position réelle, obtenue à partir du noeud de sommation , est appliquée à un circuit de compensation 74 qui transforme le signal de différence en un signal de référence approprié pouvant être comparé à la vitesse angulaire de manière à produire un ordre approprié pour le couple du moteur. Ce signal provenant du circuit de compensation 74 est appliqué à un autre noeud de sommation 76 o il est ajouté à la vitesse réelle du moteur 42. Le signal de vitesse est également fourni à partir du codeur 72 et peut comprendre la dérivée du signal de position. Le signal obtenu à partir du noeud de sommation 76 est appliqué à un circuit convertisseur d'ordres relatifs aux couples 78 qui transforme ce signal en un signal de référence approprié concernant le couple. Ce signal de référence est appliqué à un convertisseur 80 d'ordre relatif au courant de l'induit et à un circuit

convertisseur 82 d'un ordre relatif au flux ou en quatrature.

Les signaux i*d et i*9 concernant les ordres sur le courant de l'induit et sur le flux, respectivement, obtenus à partir des circuits 80 et 82, respectivement, sont appliqués à un circuit 84 rotateur vectoriel/transformateur de coordonnées et onduleur qui développe des valeurs correspondantes d'un

courant alternatif triphasé pour application au moteur 42.

L'arbre du moteur 42 est relié par l'intermédiaire de l'engrenement 46 de manière à commander le pas des ailettes arrière 14Ar. On peut employer un dispositif similaire pour

commander le pas des ailettes de la rangée avant.

On vient de décrire un dispositif de commande alimenté électriquement destiné à la commande du pas des ailettes d'hélices d'un moteur à turbine à gaz, dispositif qui incorpore une redondance sans une augmentation importante du poids.

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Claims (16)

REVENDICATIONS

1. Dispositif pour la propulsation d'un avion, carac-

térisé en ce qu'il comprend: (a) un générateur de gaz (18) pour produire un courant gazeux (20) et contenant un moyen de compresseur pour entraîner un arbre rotatif; (b) des premier et second éléments rotatifs (14Ar, 14Av) disposés suivant le même axe; (c) une multitude de premières et secondes aubes (24, 26) de rotor fixées aux premier et second éléments rotatifs, respectivement, les premières et secondes aubes étant placées de façon que le courant gazeux, lorsqu'il est produit par le générateur de gaz, les frappe et provoque la rotation des premier et second éléments rotatifs dans des sens opposés; (d) une multitude d'ailettes d'hélices avant et arrière à pas variable accouplée aux premier et second éléments rotatifs, respectivement, et s'étendant dans la direction radiale de l'extérieur de ceux-ci; (e) un moyen d'engrenage (46, 48) accouplé aux ailettes des hélices; (f) un moyen de moteur électrique (42, 44), comprenant un moyen de rotor, monté de façon fixe par rapport aux éléments rotatifs, (g) un moyen accouplant le moyen de rotor au moyen d'engrenage de sorte que la rotation du moyen de rotor provoque un changement de pas des ailettes des hélices, (h) un moyen de générateur électrique (40) accouplé à l'arbre rotatif pour développer de l'énergie électrique, et (i) un moyen de circuit reliant le moyen de générateur électrique au moyen de moteur, le moyen de circuit comportant un moyen de commande répondant à un ordre relatif au pas désiré pour les ailettes des hélices afin de commander le moyen de moteur et entraîner chacune des ailettes à un pas

respectif désiré.

2. Dispositif de propulsion- selon la revendication 1,

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caractérisé en ce que le moyen de générateur électrique comprend un moyen d'alternateur (40) pour produire du courant alternatif à fréquence variable, tension variable, et en ce que le moyen de circuit comporte: un moyen de redresseur (52) relié au moyen d'alterna- teur pour transformer l'énergie à courant alternatif en énergie à courant continu; et un moyen d'onduleur (58, 60) relié de manière à recevoir l'énergie à courant continu et à transformer cette

énergie en énergie à courant alternatif à fréquence contrô-

lée, amplitude contrôlée, ce moyen d'onduleur étant relié de façon à fournir sélectivement l'énergie contrôlée à courant

alternatif au moyen de moteur.

3. Dispositif de propulsion selon la revendication 2, caractérisé en ce que le moyen de moteur comprend des premier et second moteurs électriques (42, 44), le moyen d'engrenage comprend un premier mécanisme d'engrènement (48) accouplé en relation motrice entre le premier moteur et les ailettes de l'hélice avant et un second mécanisme d'engrènement (46) accouplé en relation motrice entre le second moteur et les ailettes de l'hélice arrière, et en ce que le moyen d'onduleur comprend des premier et second onduleurs (58, 60) reliés, respectivement, aux premier et second moteurs, le moyen de commande contrôlant chacun des onduleurs pour mettre en place de façon indépendante chacun des jeux avant et

arrière des ailettes des hélices, respectivement.

4. Dispositif de propulsion selon la revendication 3, caractérisé en ce que chaque moteur (42, 44) comprend un

moteur à aimants permanents.

5. Dispositif de propulsion selon la revendication 3, caractérisé en ce qu'il comprend un bus commun (54, 56) d'énergie interconnectant le moyen de redresseur (52) et les

premier et second onduleurs (58, 60).

6. Dispositif de propulsion selon la revendication 5, caractérisé en ce que le moyen d'alternateur comprend des

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premier et second alternateurs (40A, 40B), et le moyen de redresseur comprend des premier et second redresseurs (52A,

52B) pour relier les premier et second alternateurs, respec-

tivement, au bus commun de puissance (54, 56).

7. Dispositif de propulsion selon la revendication 6, caractérisé en ce qu'il comprend des troisième et quatrième moteurs électriques (42A; 42B) reliés respectivement à chacun des premier et second mécanismes d'engrènement, chacun des troisième et quatrième moteurs étant alimenté par des onduleurs correspondants (60A; 60B) reliés au bus commun de

puissance (54, 56).

8. Dispositif de propulsion selon la revendication 7, caractérisé en ce qu'il comprend un moyen de batterie relié au bus de puissance de manière à fournir de l'énergie à ce

bus en cas de défaillance du moyen d'alternateur.

9. Dispositif de propulsion selon la revendication 8, caractérisé en ce que le générateur de gaz (18) est monté sur un avion de manière à lui fournir de l'énergie de propulsion, l'avion comportant un dispositif indépendant d'alimentation à courant alternatif qui est relié au bus commun de puissance par l'intermédiaire d'un moyen de redresseur correspondant

(66; 68).

10. Moyen pour commander le pas des ailettes des hélices dans un moteur (12) à turbine à gaz comprenant une structure rotative, un trajet annulaire (20) d'écoulement des gaz s'étendant suivant le même axe (16) que la structure rotative, une multitude d'aubes (24, 26) de rotor reliées à la structure rotative et s'étendant jusque dans le trajet d'écoulement des gaz de sorte qu'un écoulement gazeux suivant le trajet a pour effet de faire tourner la structure rotative, et une multitude d'ailettes d'hélices (14 Ar, 14 Av) à pas variable reliées à la structure rotative et disposées dans la direction radiale de cette structure, caractérisé en ce qu'il comprend: (a) une alternateur (40) accouplé en relation menée

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avec le moteur à turbine à gaz pour fournir de l'énergie électrique à fréquence variable, amplitude variable; (b) un bus de puissance électrique (54, 56); (c) un redresseur (52) interconnectant l'alternateur et le bus de puissance, le redresseur transformant l'énergie électrique à fréquence variable, amplitude variable, en énergie à courant continu pour le bus, (d) un premier moteur électrique (44A) monté de

manière fixe par rapport à la structure rotative et présen-

tant un arbre mené s'étendant à partir du moteur, (e) un onduleur (58A) reliant le moteur au bus de puissance pour transformer la puissance à courant continu en

puissance alternative à amplitude contrôlable afin d'entraî-

ner le moteur, et (f) un moyen d'engrenage (48) interconnectant l'arbre

du moteur et les ailettes des hélices pour entraîner celles-

ci à une position correspondant à un pas sélectionné lors de

l'excitation du moteur.

1il. Moyen selon la revendication 10, caractérisé en ce qu'il comprend: un second moteur électrique (44B) relié en relation motrice avec l'arbre du premier moteur; et un second onduleur (58B) reliant le second moteur au bus de puissance et transformant la puissance à courant continu en puissance alternative à amplitude contrôlable afin

d'entraîner le second moteur.

12. Moyen selon la revendication 11, caractérisé en ce

les moteurs électriques font partie d'une machine électro-

magnétique commune montée sur l'arbre des moteurs.

13. Moyen selon la revendication 11, caractérisé en ce que chaque moteur électrique est un moteur à aimants permanents. 14. Moyen selon la revendication 11, caractérisé en ce qu'il comprend: un second alternateur (40) accouplé en relation menée

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avec le moteur (12) à turbine à gaz et un second redresseur (52) interconnectant le second alternateur et le bus de puissance pour fournir au bus de

l'énergie à courant continu.

15. Moyen selon la revendication 11, caractérisé en ce qu'il comprend: des troisième et quatrième moteurs électriques (44; 42) montés de manière fixe par rapport à la structure rotative, chacun des troisième et quatrième moteurs ayant un rotor rotatif pour entraîner un arbre commun s'étendant à partir d'eux, des troisième et quatrième onduleurs (58, 64) reliant les troisième et quatrième moteurs, respectivement, au bus de puissance (54, 56) et transformant la puissance à courant continu en puissance alternative à amplitude contrôlable afin

d'entraîner les troisième et quatrième moteurs, respective-

ment, et un second moyen d'engrenage (46) interconnectant

l'arbre commun et les ailettes des hélices.

16. Moyen de commande pour la commande du pas des ailettes d'hélices entraînées par des premier et second moteurs (12) à turbine à gaz dans un système de propulsion pour avion comportant des premier et second moteurs (12)

montés sur l'avion, chacun des moteurs comprenant, respecti-

vement, une structure rotative, un trajet annulaire (20) pour l'écoulement des gaz s'étendant suivant le même axe que la structure rotative, une multitude d'aubes (24, 26) de rotor accouplées à la structure rotative et s'étendant jusque dans le trajet de circulation des gaz de sorte qu'un courant gazeux suivant le trajet d'écoulement provoque la rotation de la structure rotative, et une multitude d'ailettes d'hélice (14 Ar; 14 Av) à pas variable accouplées à la structure

rotative et disposées dans la direction radiale de l'exté-

rieur de la structure, caractérisé en ce qu'il comprend: (a) des premier et second alternateurs (40) accouplés

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en relation menée aux premier et second moteurs (12) pour

fournir de l'énergie électrique à fréquence variable, ampli-

tude variable; (b) des premier et second bus de puissance électrique

(54; 56)

(c) des premier et second-redresseurs (52) intercon-

nectant les premier et second alternateurs, respectivement, et le premier bus de puissance (54), les premier et second

redresseurs, respectivement, transformant l'énergie électri-

que à fréquence variable, amplitude variable provenant des premier et second alternateurs, respectivement, en puissance à courant continu sur le premier bus, (d) des troisième et quatrième redresseurs (75)

interconnectant les premier et second alternateurs, respecti-

vement, et le second bus de puissance (56), les troisième et quatrième redresseurs, respectivement, transformant l'énergie électrique à fréquence variable, amplitude variable provenant des premier et second alternateurs, respectivement, en puissance à courant continu sur le second bus, (e) des premier et second moteurs électriques (44) montés en relation fixe par rapport à la structure rotative du premier moteur (12), chacun des premier et second moteurs

électriques, respectivement, ayant un arbre rotatif s'éten-

dant à partir de lui, respectivement, (f) des troisième et quatrième moteurs électriques (42) montés en relation fixe par rapport à la structure rotative du second moteur (12), chacun des troisième et quatrième moteurs électriques, respectivement, ayant un arbre rotatif s'étendant à partir de lui, respectivement, (g) des premier et second onduleurs. (58) reliant les premier et second moteurs électriques, respectivement, au premier bus de puissance pour transformer la puissance à courant continu du premier bus en puissance alternative à amplitude contrôlable afin d'entraîner les premier et second moteurs électriques, respectivement,

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(h) des troisième et quatrième onduleurs (60) reliant

les troisième et quatrième moteurs électriques, respective-

ment, au second bus de puissance pour transformer la puissance à courant continu du second bus en puissance alternative à amplitude contrôlable afin d'entraîner les troisième et quatrième moteurs électriques, respectivement, (i) des premier et second moyens d'engrenage (48) interconnectant les arbres s'étendant à partir des premier et second moteurs électriques, respectivement, et la première multitude d'ailettes d'héLice afin d'entraîner les ailettes de l'hélice (14 Av) du premier moteur (12) à des positions sélectionnées pour le pas, et (j) des troisième et quatrième moyens d'engrenage (46) interconnectant les arbres s'étendant à partir des troisième et quatrième moteurs, respectivement, et la second multitude d'ailettes d'hélice pour entraîner les ailettes de l'hélice (14 Ar) du second moteur (12) à des positions sélectionnées

pour le pas.

17. Moyen de commande selon la revendication 16, caractérisé en ce qu'il comprend des cinquième et sixième redresseurs (66, 68) connectés aux premier et second bus de puissance électrique, respectivement, chacun des cinquième et sixième redresseurs étant destinés à recevoir une source

extérieure de puissance à courant alternatif, respectivement.

18. Moyen de commande selon la revendication 16, caractérisé en ce qu'il comprend des première et seconde diodes d'isolement (69, 71) reliées aux premier et second bus de puissance électrique, respectivement, et destinées à recevoir une source extérieure de puissance à courant continu, respectivement, 19. Moyen de commande selon la revendication 16, caractérisé en ce que chaque multitude respective des première et seconde multitudes d'ailettes d'hélice à pas variable comprend une rangée avant d'ailettes et une rangée

arrière d'ailettes, les premier et troisième moyens d'engre-

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nage interconnectant les arbres s'étendant à partir des premier et troisième moteurs électriques, respectivement, à une rangée d'ailettes de l'hélice avant, respectivement, et les second et quatrième moyens d'engrenage interconnectant les arbres s'étendant à partir des second et quatrième moteurs électriques, respectivement, avec une rangée des

ailettes de l'hélice arrière, respectivement.