FR3057543A1 - Turbomachine a axes decales horizontalement - Google Patents

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Abstract

L'invention concerne une turbomachine (12) d'aéronef, comportant au moins une hélice (26) d'axe de rotation longitudinal A, un réducteur (26), et un moteur à turbine à gaz (30) d'axe de rotation longitudinal (B), l'axe (B) étant décalé par rapport à l'axe A de ladite hélice (28), ladite hélice (26) recevant une puissance motrice dudit moteur (30) par l'intermédiaire dudit réducteur (26), et ladite hélice (28) et ledit moteur (30) étant configurés pour être agencés selon une position univoque par rapport à un berceau (14) apte à assurer le support de moteur (30) et du réducteur (26). Selon l'invention l'hélice (28) et le moteur (30) sont configurés pour que leurs axes (A) et (B) soient décalés au moins suivant une direction transversale horizontale (Y) dans ledit berceau (14).

Description

Domaine technique de l'invention:
La présente invention se rapporte à la fixation des groupes moteurs sur les aéronefs. Elle concerne plus particulièrement un berceau apte à assurer l'accrochage ou la suspension d'une turbomachine à hélice de type turbopropulseur sous une voilure d’un aéronef.
État de l’art :
Une turbomachine est conventionnellement suspendue à la voilure d’un aéronef par l'intermédiaire d’un berceau, qui doit répondre à plusieurs critères.
Un tel berceau est situé dans un flux d'écoulement d'air lorsque l'avion se déplace, et en particulier dans le courant de l’hélice qui est entraînée par ladite turbomachine. Le berceau doit, pour cette raison, présenter un encombrement minimum autour de la turbomachine afin de minimiser l’impact de l’obstacle que représente celle-ci dans les écoulements d'air, qu'il s'agisse des écoulements d'air provoqués par le déplacement de l'aéronef, ou des écoulements d'air provoqués par l’hélice de cette turbomachine.
Un tel berceau doit également permettre la transmission à la voilure des efforts statiques et dynamiques engendrés par la turbomachine, tels que le poids, la poussée, la reprise du couple du turbopropulseur, ou plus généralement les différents efforts dynamiques auxquels la turbomachine soumet la voilure lors de son fonctionnement. Pour cela, un berceau doit présenter des caractéristiques de rigidité élevée.
En outre, un tel berceau doit prévoir différents volumes destinés à accueillir différents organes, accessoires, ou équipements permettant le fonctionnement de la turbomachine.
Par exemple, dans le cas d’un turbopropulseur, un tel berceau doit pouvoir accueillir une manche d'entrée d'air destinée à permettre l'alimentation en air frais d’un moteur à turbine à gaz du turbopropulseur, et un conduit relié à cette manche d’entrée d'air qui permet de débarrasser l'air aspiré des impuretés et/ou des corps étrangers qu'il pourrait contenir afin d'éviter que ceux-ci ne soient introduits dans le moteur à turbine à gaz du turbopropulseur.
Le berceau doit également accueillir différents équipements, organes ou accessoires du turbopropulseur tels que par exemple des calculateurs, un équipement, et un boîtier d'accessoires, connu sous l'acronyme anglo-saxon d’AGB (Accessory Gear Box) comportant notamment un alternateur et un démarreur du turbopropulseur.
La figure 1 représente un ensemble propulsif 10 réalisé selon l’état de la technique comportant une turbomachine constituée ici, à titre d’exemple et de manière non limitative de l’invention, d’un turbopropulseur 12 porté par un berceau 14, ledit berceau 14 étant fixé sous une aile 16 d’un aéronef. Le berceau 14 comporte par exemple trois arceaux 18, 20, 22 respectifs avant, intermédiaire et arrière en forme de U inversés, ouverts à leurs extrémités inférieures, et liés entre eux par un treillis de bielles 24. En avant du berceau 14, le turbopropulseur 12 comporte un réducteur 26 d’axe A, parallèle à une direction longitudinale X, fixé par exemple à l’arceau avant 18, et qui entraîne un moyeu 29 d'une hélice 28. Le réducteur 26 est accouplé au moteur à turbine à gaz 30 d’axe B, parallèle à l’axe A, par l’intermédiaire d’un arbre 38, dont il reçoit une puissance motrice qu'il transmet à l'hélice 28.
Le berceau 14 enveloppe le moteur à turbine à gaz 30 tout en laissant relativement libre sa partie basse, pour son entretien ou sa dépose.
Le berceau 14 reçoit, dans sa partie basse une manche d'entrée d'air 32, dont on aperçoit une bouche d'entrée 34 située derrière l’hélice 28 du turbopropulseur 12. La manche d'entrée d'air 32 s’étend longitudinalement au moins en partie sous le turbopropulseur 12 et est traversée par l’arbre 38, qui s'étend jusqu'au réducteur 26. Une tuyère 40 du moteur à turbine à gaz 30 est portée au moins par l’arceau arrière 22 du berceau 14.
Le turbopropulseur 12 comporte différents accessoires, équipements ou organes. Par exemple, le turbopropulseur 12 comporte des calculateurs
42, un équipement 44 et un boîtier d'accessoires ou AGB 46 qui sont agencés dans une zone supérieure 48 disponible du berceau 14 située audessus du moteur à turbine à gaz 30. Plus particulièrement, le boîtier d’accessoires AGB 46, acronyme anglo-saxon d'Accessory Gear Box, est agencé au-dessus du moteur à turbine à gaz 30.
Selon cette conception, la manche d’entrée d’air 32, qui est nécessaire au fonctionnement du turbopropulseur 12, s'étend sous le moteur à turbine à gaz 30. Cette manche 32 limite la place disponible pour l’installation d’autres équipements, organes ou accessoires sous le turbopropulseur 12.
Ainsi, les calculateurs 42, l'équipement 44 et l'AGB 46 sont par conséquent rejetés dans une zone supérieure 48 du berceau 14.
La figure 2 illustre plus particulièrement l’implantation des axes A, B de l'hélice 28 et du moteur à turbine à gaz 30. Selon cette figure, l’axe A de l’hélice 28 en sortie du réducteur 26 est décalé verticalement au-dessus de l’axe B du moteur à turbine à gaz 30, c'est-à-dire suivant la direction Z verticale d'un trièdre d'orientation qui a été représenté à la figure 2. Les calculateurs 42, équipement 44 et AGB 46 sont agencés sensiblement audessus du moteur à turbine à gaz 30 dans la zone 48 précédemment décrite. D’autres accessoires ou équipements (non visibles sur la figure 2) peuvent aussi y être implantés.
L’implantation des calculateurs 42, équipement 44 ou AGB 46 n’est pour autant pas optimale, car elle est située dans une zone de températures élevées de la turbomachine 12, l’air chauffé par le moteur à turbine à gaz 30 en fonctionnement tendant à se déplacer verticalement et à être confiné dans la zone supérieure 48 du berceau 14 par une nacelle 50 de l’aéronef qui carène le berceau 14, alors même qu’il serait préférable que ces éléments soient placés dans une partie du berceau, où ils ne seraient pas soumis à un flux d’air chaud montant et où ils seraient par conséquent mieux refroidis.
Un autre inconvénient majeur de cette conception est que la disposition superposée de la manche d’entrée d’air 32 et du moteur à turbine à gaz 30 complique les opérations de maintenance des calculateurs 42 et de l'équipement 44 du turbopropulseur 12. En effet, ces éléments sont accessibles par l’intermédiaire de capots en élytre situés dans une partie supérieure de la nacelle 50, dont l’ouverture est limitée par l’aile 16. Leur accès ne peut donc se faire que latéralement, et de manière peu aisée.
Il existe par conséquent un besoin pour une implantation différente de la turbomachine 12 dans le berceau 14, permettant d'une part de localiser les calculateurs, accessoire et équipements 42, 44, 46 du turbopropulseur 12 dans une position améliorant leur refroidissement, et facilitant leur accès.
Exposé de l’invention :
L'invention remédie aux inconvénients susmentionnés en proposant une nouvelle conception de turbomachine permettant une implantation latérale de ces éléments.
Dans ce but, l'invention propose une turbomachine d’aéronef, comportant au moins une hélice d’axe de rotation longitudinal A, parallèle à une direction longitudinale, un réducteur, et un moteur à turbine à gaz d’axe de rotation longitudinal B, l’axe A étant décalé par rapport à l’axe B de ladite hélice, ladite hélice recevant une puissance motrice dudit moteur par l’intermédiaire dudit réducteur, et ladite hélice et ledit moteur étant configurés pour être agencés selon une position univoque par rapport à un berceau apte à assurer le support du moteur et du réducteur, caractérisée en ce que l'hélice et le moteur sont configurés pour que leurs axes A et B soient décalés dans ledit berceau au moins suivant une direction transversale horizontale perpendiculaire à une direction verticale et à la direction longitudinale.
Cette configuration permet de libérer au sein du berceau une zone d'installation d'accessoires et d'équipements disposée latéralement par rapport au moteur à turbine à gaz. Cette zone, qui n'est pas située dans le flux de chaleur dégagé par le moteur à turbine à gaz, est particulièrement favorable à l'implantation d'accessoires et d'équipements de la turbomachine en évitant de les soumettre à une chaleur intense.
Selon d'autres caractéristiques de l'invention :
- le réducteur comporte un arbre d’entrée coaxial à l’axe B du moteur et au moins un arbre de sortie coaxial à l’axe A de ladite au moins une hélice, et les arbres d’entrée et de sortie du réducteur sont configurés pour être décalés au moins suivant la direction transversale horizontale dans ledit berceau,
- la turbomachine comporte au moins une hélice amont et elle comporte une manche d'entrée d'air qui alimente en air le moteur et qui comporte au moins :
• un premier tronçon, relié audit moteur, dont l’axe C est configuré pour être superposé verticalement dans le berceau à l’axe B dudit moteur, • un second tronçon formant bouche d’entrée, dont une extrémité débouche derrière ladite au moins une hélice amont, et qui est orienté suivant un axe D formant avec l’axe C du premier tronçon un angle sensiblement égal à un angle dit de dérapage correspondant à l’angle formé entre l’axe A de ladite au moins une hélice amont et une direction d’un écoulement des gaz entraînés par ladite au moins une hélice amont.
- la turbomachine comporte une tuyère d’échappement qui comporte au moins un premier tronçon, relié au moteur, dont l’axe E est configuré pour être superposé verticalement dans le berceau à l’axe B du moteur, et un second tronçon de sortie qui est orienté suivant un axe F configuré pour être superposé verticalement dans le berceau à l’axe A de ladite au moins une hélice,
- la turbomachine comporte au moins des équipements, organes ou accessoires fixés latéralement au moteur du côté de l’axe A de ladite au moins une hélice,
- les équipements, organes ou accessoires comportent au moins un boîtier d’accessoires, et une pompe unique d’alimentation en huile dudit boîtier.
L’invention concerne aussi un ensemble propulsif d’aéronef comportant un berceau et une turbomachine du type décrit précédemment, caractérisé en ce qu’il comporte au moins une zone d’installation d’équipements, d'organes, ou d'accessoires de ladite turbomachine qui est agencée latéralement sensiblement suivant la direction horizontale entre ledit moteur et ledit berceau.
Selon d'autres caractéristiques de l'ensemble propulsif :
- l'ensemble propulsif comporte une nacelle habillant ledit berceau dont un unique capot permet l’accès à ladite zone d’installation,
- ladite au moins une hélice soumet ladite turbomachine à un couple déterminé orienté suivant un sens de rotation de ladite au moins une hélice, et l’axe B du moteur est décalé transversalement d’un côté déterminé de l’axe A de ladite au moins une hélice de manière à exercer sur la turbomachine un couple apte à s’opposer au moins en partie audit couple exercé par ladite au moins une hélice,
- l'ensemble comporte au moins un dispositif de reprise du couple exercé par ladite au moins une hélice qui est interposé entre ladite turbomachine et ledit berceau, et ledit dispositif de reprise de couple est dimensionné en fonction dudit couple exercé par ladite au moins une hélice et du couple opposé exercé par le moteur à son encontre, ledit couple exercé par le moteur étant fonction de la masse du moteur et du décalage de son axe B par rapport à l'axe A de ladite au moins une hélice.
L'invention concerne enfin un aéronef du type décrit précédemment, comportant au moins deux ensembles propulsifs qui sont identiques et qui sont agencés de part et d’autre d’un axe médian dudit aéronef.
Description des figures :
La présente invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description d’un exemple non limitatif qui suit, en référence aux dessins annexés sur lesquels :
- la figure 1 (déjà commentée) est une vue en coupe, d'un berceau selon un état antérieur de la technique fixé sous une aile d’un aéronef et recevant un turbopropulseur ;
- la figure 2 (déjà commentée) est une vue schématique en coupe, par un plan transversal, du berceau et du turbopropulseur de la figure 1 ;
- la figure 3 est une vue de détail de dessous du turbopropulseur de la figure 1 et de sa manche d'entrée d'air;
- la figure 4 est une vue schématique en coupe, par un plan transversal, d’un berceau et d'un turbopropulseur reçu dans ce berceau, réalisés conformément à l'invention ;
- la figure 5 est une vue schématique de dessus d’un berceau et d'un turbopropulseur reçu dans ce berceau, réalisés conformément à l'invention ;
- la figure 6 est une vue de détail de dessous du turbopropulseur de la figure 5 et de sa manche d'entrée d'air.
Description détaillée :
Dans la description qui va suivre, des chiffres de référence identiques désignent des pièces identiques ou ayant des fonctions similaires.
Dans la description qui suit, les dénominations longitudinale, horizontale ou latérale, et verticale ou se réfèrent à l'orientation de la turbomachine par rapport à un trièdre X, Y, Z dont l'axe X correspond à la direction longitudinale de la turbomachine, l'axe Y correspond à la direction horizontale et/ou à l’orientation latérale, et dont l'axe Z correspond à la direction verticale.
Un ensemble propulsif 10 d’aéronef selon l'invention, représenté aux figures 4 et 5, comporte des similitudes avec l'ensemble propulsif 10 décrit précédemment en référence à l'état de la technique. Sur les figures 4 à 6, on a représenté un ensemble propulsif 10 comportant une turbomachine 12 constituée d'un turbopropulseur comportant une hélice 28 placée en amont selon le sens d'écoulement de l'air, mais il sera compris que l'invention qui va à présent être décrite trouve à s'appliquer à tout type de turbomachine à hélice non carénée de type turbopropulseur.
De la même manière que la turbomachine 12 précédemment décrite, la turbomachine 12 selon l'invention comporte également au moins une hélice 28 d’axe de rotation A, un réducteur 26, et un moteur 30 à turbine à gaz d’axe de rotation longitudinal B, parallèle à l'axe A. L’axe B du moteur 30 est également décalé dans un plan transversal dpar rapport à l’axe A de l'hélice 28.
Comme pour le turbopropulseur 12 suivant l'état de la technique, l'hélice 28 reçoit une puissance motrice du moteur 30 par l’intermédiaire du réducteur 26. S'agissant d'une turbomachine 12 comportant une seule hélice 28, le réducteur 26 comporte par conséquent une seule entrée reliée à l'arbre 38 et une seule sortie reliée coaxialement à un moyeu 29 de l'hélice 28. II sera compris que, dans le cas où l'invention serait appliquée à une turbomachine comportant un doublet d’hélices contrarotatives, le réducteur 26 comporterait une entrée et deux sorties, chacune de ses sorties entraînant une des hélices de ce doublet. En ce cas, le réducteur 26 pourrait de manière connue être un réducteur à train épicycloïdal dont les planétaire, porte satellite, et couronne serait respectivement reliés à l'entrée et aux deux sorties de ce réducteur.
Le réducteur 26 et le moteur à turbine à gaz 30 sont configurés pour être reçus et fixés de manière univoque dans le berceau 14 apte à en assurer le support, c’est-à-dire que, indépendamment de leur décalage transversal relatif au sein du turbopropulseur 12, c'est-à-dire de la distance transversale entre leurs axes de rotation A et B, le réducteur 26 et le moteur 30 de l'ensemble propulsif 10 sont configurés pour occuper une unique position déterminée dans le berceau 14, cette position étant déterminée par des points de fixation (non représentés) du réducteur 26 et/ou du moteur 30 par rapport au berceau 14.
Typiquement, comme l'illustre la figure 5, l'hélice 28 et le moteur à turbine à gaz 30 sont configurés pour être agencés selon une position univoque par rapport au berceau 14 qui assure le support du moteur 30 et du réducteur 26. En effet, la position du réducteur 26 par rapport au berceau 14 est déterminée par l'arceau avant 18 auquel le réducteur 26 est fixé. La position de l'axe A de l'hélice 28 est déterminée de manière univoque par rapport au réducteur 26 puisque, dans le cas du turbopropulseur 12 qui a été représenté à la figure 5, l'axe A de l'hélice 28 est coaxial à un arbre de sortie du réducteur 26. De même, la position de l'axe B du moteur à turbine à gaz 30 par rapport au réducteur 26 est également déterminée de manière univoque par rapport au réducteur 26 par l'entraxe qui est formé entre les axes A et B, puisque l'axe A est par construction coaxial à un arbre d'entrée du réducteur 26. Par conséquent, la position de l'axe B du moteur à turbine à gaz 30 se trouve de ce fait déterminée de manière univoque par rapport au berceau 14, puisque la position du réducteur 26 par rapport au berceau 14 est définie par les fixations du réducteur 26 sur le berceau 14.
Le positionnement du moteur à turbine à gaz 30 autour de son axe B, quant à lui, peut être défini de plusieurs façons différentes. Le positionnement du moteur à turbine à gaz 30 peut être défini par des points de fixation (non représentés) au berceau 14, comme par exemple des points de fixation disposés entre la tuyère 40 à l'arceau arrière 22 du berceau 14, et/ou par des points de fixation du moteur à turbine à gaz 30 au réducteur 26, lorsque ces deux éléments sont fixés l'un à l'autre comme c'est souvent le cas dans de tels types de turbopropulseurs.
Conformément à l'invention, comme l'illustrent les figures 4 et 5, l'hélice 28 et le moteur 30 sont configurés pour que leurs axes A et B soient décalés l'un par rapport à l'autre, dans le plan transversal perpendiculaire à l'axe A, au moins suivant la direction transversale horizontale Y dans le berceau 14.
Dans le mode de réalisation qui a été représenté à la figure 4, l'axe A de l'hélice 28 et l'axe B du moteur à turbine à gaz 30 sont décalés de préférence non seulement d'un entraxe horizontal h suivant la direction horizontale Y, mais aussi également d'un entraxe vertical v suivant la direction verticale Z. II sera compris que cette dernière configuration n'est pas limitative de l'invention, et que le décalage des axes A de l'hélice 28 et B du moteur à turbine à gaz 30 pourrait être agencé uniquement sur la direction horizontale Y.
Cette configuration est particulièrement avantageuse car elle permet de disposer d'une zone 52 d’installation d’équipements et d'accessoires du turbopropulseur 12 agencés latéralement par rapport au moteur à turbine à gaz 30. Cette zone 52 d'installation d'équipements et d'accessoires présente l'avantage de ne pas être soumise à un flux d'air chaud montant dégagé par le moteur à turbine à gaz 30, ce qui permet d'améliorer sensiblement la fiabilité des organes contenus dans cette zone, comme par exemple des calculateurs 42 et un équipement 44. Cette configuration est particulièrement avantageuse en ce qui concerne tous les équipements de type électronique qui sont particulièrement sensibles aux températures élevées et pour lesquels il est important de bénéficier sinon d'un refroidissement optimal, au moins d'un environnement ne comportant pas de température élevée.
De préférence, les accessoires comme les calculateurs 42, l'équipement 44 ou l'AGB 46 sont fixés latéralement au moteur 30. Cette configuration n'est néanmoins pas limitative de l'invention, il sera compris que les calculateurs 42, l'équipement 44, ou l'AGB 46 peuvent ne pas être fixés directement sur le moteur 30 du moment qu'ils sont agencés dans la zone d'installation 52, c'est-à-dire latéralement au moteur 30 et du côté de l’axe A de l'hélice 28, comme on peut le voir à la figure 4.
Avantageusement, puisque les calculateurs 42, l'équipement 44 ou l'AGB 46 sont fixés latéralement au moteur 30, l'ensemble propulsif 10 peut comporter une nacelle 50 habillant ledit berceau 14 dont un unique capot permet l’accès à ladite zone d’installation 52. On a représenté à la figure 4 de manière schématique et en pointillés un tel capot 53, articulé par rapport à la nacelle 50 par l'intermédiaire d'un axe de pivotement 55.
Cette configuration latérale est particulièrement avantageuse en ce qui concerne le boîtier d'accessoires ou AGB 46. En effet, dans une configuration classique comme celle qui a été représentée à la figure 1, le boîtier d'accessoires ou AGB 46 est, comme on l'a vu, fixé au-dessus du moteur 30 à turbine à gaz. Par ailleurs, ce boîtier 46 comporte de manière connue un carter d'huile contenant de l'huile de lubrification visant à assurer la lubrification des engrenages internes de ce boîtier AGB 46.
Lorsque l'aéronef est en vol, il est nécessaire d'assurer la lubrification du boîtier d'accessoires 46 dans toutes les inclinaisons possibles dudit aéronef. En effet, il est nécessaire que tous les engrenages contenus dans le boîtier AGB 46 puissent être lubrifiés quel que soit l'inclinaison de l'aéronef. Pour ce faire l'AGB 46 dispose de deux pompes d'alimentation qui sont destinées à pomper l'huile chacune d'un côté ou de l'autre dans le carter de l'AGB 46 pour pallier à un défaut d'alimentation en huile dans un côté du boîtier lorsque l'inclinaison de l'aéronef provoque un déficit en huile du côté concerné.
La configuration de l'invention a ceci d'avantageux qu'elle permet de réduire le nombre de pompes à huile utilisées dans l'AGB 46. En effet, puisque l'AGB 46, comme l'illustre la figure 4, est agencé latéralement par rapport au moteur à turbine à gaz 30, le niveau d'huile contenu dans le carter de l'AGB 46 ne nécessite de pompage que lorsque l'aéronef est incliné du côté opposé à la zone d'installation 52. Au contraire, l'huile est maintenue par gravité dans le carter de l'AGB 46 lorsque l'aéronef est incliné du côté de la zone d'installation 52. Par conséquent, une pompe unique d'alimentation en huile, actionnée lorsque l'aéronef est incliné du côté opposé à la zone d'installation 52, suffit pour maintenir un niveau d'huile satisfaisant dans le carter de l'AGB 46.
Dans la pratique, le décalage horizontal h suivant la direction horizontale Y de l'axe A de l'hélice 28 par rapport à l'axe B du moteur à turbine à gaz 30 est réalisé par l'intermédiaire du réducteur 26.
En effet, le réducteur 26 comporte, comme on l'a vu, un arbre d’entrée (non représenté sur les figures 4 et 5), qui est entraîné par l'arbre 38 et qui est coaxial à l’axe B du moteur 30 et au moins un arbre de sortie (non représenté sur les figures 4 et 5) qui est coaxial à l’axe A de l'hélice 28. Les arbres d’entrée et de sortie du réducteur 26 sont configurés pour être décalés au moins suivant la direction transversale horizontale dans le berceau 14, suivant le même décalage horizontal h. Pratiquement, cette configuration résulte du décalage des arbres d'entrées et sorties du réducteur 26, et du positionnement de points de fixation (non représentés) du réducteur 26 par rapport au berceau 14.
On comprendra que dans le mode de réalisation qui a été représenté aux figures 4 et 5, les arbres d'entrée et de sortie du réducteur 26 sont également décalés d'un décalage v suivant la direction verticale Z.
Un autre avantage de l'invention est qu'elle permet de tirer parti du décalage horizontal h de l'axe B du moteur à turbine à gaz 30 par rapport à l'axe A de l'hélice 28 pour améliorer la circulation d'air dans la manche d'entrée d'air 32, dans le cadre d'un ensemble propulsif muni d'un turbopropulseur comportant une unique hélice 28 agencée en amont du turbopropulseur suivant le sens d'écoulement des gaz.
Dans l'état de la technique qui a été représenté sur les figures 1 et 3 et dans le mode de réalisation préféré de l'invention qui a été représenté sur les figures 5 et 6, on a représenté une manche d'entrée d'air 32 agencée sous le turbopropulseur 12. Cette configuration n'est évidemment pas limitative de l'invention, et les caractéristiques de la manche d'entrée d'air qui vont être à présent décrites trouvent également à s'appliquer à une manche d'entrée d'air agencée au-dessus du turbopropulseur 12.
De manière connue, comme l'illustre la figure 5, la manche d'entrée d'air 32 comporte un premier tronçon 54 qui est relié au moteur à turbine à gaz 30 et dont l'axe C est configuré pour être superposé verticalement dans le berceau à l’axe B dudit moteur.
Dans une configuration classique selon l'état de la technique, la manche d'entrée d'air 32 comporte un axe unique qui est superposé aux axes A de l'hélice 28 et B du moteur à turbine à gaz 30.
Selon l'invention, la manche d'entrée d'air 32 comporte un second tronçon 56 formant bouche d’entrée, dont une extrémité débouche derrière ladite au moins une hélice amont 28, et qui est orienté suivant un axe D formant avec l’axe C du premier tronçon 54 un angle oc. Cette configuration permet de conserver une nacelle 50 sensiblement de même forme qu'une nacelle 50 conventionnelle, c'est-à-dire ayant une bouche d'entrée 56 alignée coaxialement avec l'axe de ladite nacelle 50.
Avantageusement, l'angle oc est configuré pour être sensiblement égal à un angle dit de dérapage de l'hélice 28.
L'angle de dérapage est une caractéristique bien connue d'une hélice et il consiste en un angle β formé entre l’axe A de cette hélice 28, correspondant à une direction d'admission des gaz G, et une direction H d’un écoulement des gaz G entraînés par cette hélice 28. Dans une configuration conventionnelle comme celle du turbopropulseur 12 de la figure 3, les gaz brassés par l'hélice 28 pénètrent avec l'angle β dans la manche d'entrée d'air 32, et il en résulte un écoulement perturbé de ces gaz G qui est nuisible à une bonne alimentation du moteur à turbine à gaz 30.
Au contraire, dans le cas de l'invention, l'angle oc que forme l'axe D du second tronçon 56 de la manche d'entrée d'air 32 avec l'axe A de l'hélice 28, qui correspond à cet angle β, permet d'assurer une pénétration optimale des gaz G brassés par l'hélice 28 dans la manche d'entrée d'air 32. Les gaz G sont par la suite redressés par le premier tronçon 54 de la manche d'entrée d'air 32 avant d'être introduits dans le moteur à turbine à gaz 30.
Comme on l'a vu, une caractéristique avantageuse de la nacelle 50 de l'ensemble propulsif 10 est que cette nacelle 50 est semblable de par ses dimensions à la nacelle 50 précédemment décrit en référence à l'état de la technique.
Pour ce faire, le turbopropulseur 12 comporte une tuyère d'échappement 40 qui permet un redressement du flux de gaz d'échappement de manière que celui-ci s'échappe coaxialement à l'axe de la nacelle 50.
À cet effet, la tuyère d'échappement 40 comporte des tronçons d'axes différents, similairement à la manche d'entrée d'air 32. En particulier, comme l'illustre la figure 5, la tuyère d'échappement 40 comporte au moins un premier tronçon 58, relié au moteur à turbine à gaz 30, dont l’axe E est configuré pour être superposé verticalement dans le berceau 14 à l’axe B du moteur 30, et un second tronçon de sortie 60 qui est orienté suivant un axe F configuré pour être superposé verticalement dans le berceau à l’axe A de l'hélice 28.
Cette configuration permet, tout en bénéficiant d'un turbopropulseur dont les axes de l'hélice 28 et du moteur 30 sont décalés horizontalement, de conserver une nacelle 50 dont la manche d'entrée d'air 32 et la tuyère 40 conservent des entrées et sorties alignées verticalement avec l'axe A de l'hélice 28. De ce fait, un ensemble propulsif 10 comportant une telle nacelle 50 est symétrique par rapport à l'axe de la nacelle 50. Il peut donc être placé indifféremment sous l'aile d'un aéronef sans tenir compte du côté du décalage horizontal du moteur à turbine à gaz 30. Un aéronef comportant de tels ensembles propulsifs 10 peut par conséquent comporter au moins deux ensembles propulsifs qui sont identiques et qui sont agencés de part et d’autre d’un axe médian dudit aéronef.
Par ailleurs, par rapport à la configuration conventionnelle d'un ensemble propulsif 10 tel qu'il a été représenté à la figure 1, on comprendra que l'ensemble propulsif 10 selon l'invention introduit un couple statique exercé par la masse du moteur à turbine à gaz 30 sur le berceau 14 du fait du décalage transversal entre l'axe A de l'hélice 28 en sortie du réducteur et l'axe B du moteur à turbine à gaz 30 et du fait de la masse du moteur à turbine à gaz 30.
Ce couple peut avantageusement être mis à profit pour s'opposer au moins en partie au couple exercé par l'hélice 26 sur le berceau 14 lors de son fonctionnement.
En effet, en fonctionnement, l'hélice 28 soumet le turbopropulseur 12 à un couple déterminé qui est orienté suivant un sens de rotation de cette hélice, ce couple étant transmis au berceau 14 par l'intermédiaire du réducteur 26. Dans une configuration conventionnelle, l'ensemble propulsif 10 comporte un dispositif de reprise de couple (non représenté sur les figures) qui est destiné à s'opposer à ce couple. Avantageusement, l'invention permet de dimensionner ce dispositif en fonction de la masse du moteur 30 et du décalage de son axe B par rapport à l'axe A de l'hélice 28.
En effet, en choisissant judicieusement le sens de rotation de l'hélice 28 par rapport à l'orientation du décalage du moteur à turbine à gaz 30, le couple statique exercé par le moteur à turbine à gaz 30 sur le réducteur 26 du fait de sa masse et de ses décalages horizontal h et vertical v peut être utilisé pour s'opposer au moins en partie au couple exercé par l'hélice 28, et pour ainsi permettre de sous-dimensionner le dispositif de reprise de couple.
II sera donc compris que, lors du dimensionnement de l'ensemble propulsif 10, il est souhaitable de tenir compte d'une part de la valeur du couple que l'hélice 28 est susceptible d'exercer et de son sens de rotation, et, du couple statique que le moteur à turbine à gaz 30 peut y opposer afin de dimensionner au mieux et au plus juste le dispositif de reprise de couple.
II sera également compris qu'il est nécessaire dans cette configuration que le couple statique exercé par le moteur à turbine à gaz 30 s'oppose au couple produit par l'hélice 28, et ne s'additionne pas à celui-ci.
Dès lors, le dimensionnement du dispositif de reprise de couple pourra être effectué en fonction du couple exercé par ladite au moins une hélice 28 et du couple statique opposé exercé par le moteur 30 à son encontre, ce dernier couple étant lui-même étant fonction de la masse du moteur et du décalage h, v de son axe B par rapport à l'axe A de l'hélice 28.
L'invention permet donc d'optimiser de manière sensible les performances des accessoires et équipements d'une turbomachine 12 sans incidence notable sur la forme de la nacelle 50 ni sur la configuration de l'aéronef qui en est équipé.

Claims (11)

  1. REVENDICATIONS
    1. Turbomachine (12) d’aéronef, comportant au moins une hélice (26) d’axe de rotation longitudinal (A), parallèle à une direction longitudinale (X), un réducteur (26), et un moteur à turbine à gaz (30) d’axe de rotation longitudinal (B), l’axe (B) étant décalé par rapport à l’axe (A) de ladite hélice (28), ladite hélice (26) recevant une puissance motrice dudit moteur (30) par l’intermédiaire dudit réducteur (26), et ladite hélice (28) et ledit moteur (30) étant configurés pour être agencés selon une position univoque par rapport à un berceau (14) apte à assurer le support de moteur (30) et du réducteur (26), caractérisée en ce que l'hélice (28) et le moteur (30) sont configurés pour que leurs axes (A) et (B) soient décalés l'un par rapport à l'autre dans ledit berceau (14) au moins suivant une direction transversale horizontale (Y), perpendiculaire à une direction verticale (Z) et à la direction longitudinale (X).
  2. 2. Turbomachine (12) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que le réducteur (26) comporte un arbre d’entrée coaxial à l’axe (B) du moteur et au moins un arbre de sortie coaxial à l’axe (A) de ladite au moins une hélice (28), et en ce que les arbres d’entrée et de sortie du réducteur (26) sont configurés pour être décalés au moins suivant la direction transversale horizontale (Y) dans ledit berceau (14).
  3. 3. Turbomachine (12) selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce qu’elle comporte au moins une hélice amont (28) et en ce qu’elle comporte un conduit d’entrée d’air (32) qui alimente en air le moteur (30) et qui comporte au moins :
    - un premier tronçon (54), relié audit moteur, dont l’axe (C) est configuré pour être superposé verticalement dans le berceau (14) à l’axe (B) dudit moteur (30),
    - un second tronçon (56) formant bouche d’entrée, dont une extrémité (56) débouche derrière ladite au moins une hélice amont, et qui est orienté suivant un axe (D) formant avec l’axe (C) du premier tronçon un angle (a) sensiblement égal à un angle (β) dit de dérapage correspondant à l’angle formé entre l’axe A de ladite au moins une hélice amont (28) et une direction d’un écoulement (H) des gaz (G) entraînés par ladite au moins une hélice amont (28).
  4. 4. Turbomachine (12) selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce qu’elle comporte une tuyère d’échappement (40) qui comporte au moins un premier tronçon (58), relié au moteur (30), dont l’axe (E) est configuré pour être superposé verticalement dans le berceau (14) à l’axe (B) du moteur (30), et un second tronçon de sortie (60) qui est orienté suivant un axe (F) configuré pour être superposé verticalement dans le berceau (14) à l’axe A de ladite au moins une hélice (28).
  5. 5. Turbomachine (12) selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce qu’elle comporte au moins des équipements, organes ou accessoires (42, 44, 46) fixés latéralement au moteur (30) du côté de l’axe (A) de ladite au moins une hélice (28).
  6. 6. Turbomachine (12) selon la revendication 5, caractérisée en ce que les équipements, organes ou accessoires (42, 44, 46) comportent au moins un boîtier d’accessoires (46), et une pompe unique d’alimentation en huile dudit boîtier.
  7. 7. Ensemble propulsif (10) d’aéronef comportant un berceau (14) et une turbomachine (12) selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il comporte au moins une zone d’installation (52) d’équipements, d'organes ou d'accessoires de ladite turbomachine (12) qui est agencée latéralement sensiblement suivant la direction horizontale (Y) entre ledit moteur (30) et ledit berceau (14).
  8. 8. Ensemble propulsif (10) selon la revendication précédente, caractérisé en ce qu’il comporte une nacelle (50) habillant ledit berceau (14) dont un unique capot (53) permet l’accès à ladite zone d’installation (52).
  9. 9. Ensemble propulsif (10) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que ladite au moins une hélice (28) soumet ladite turbomachine à un couple déterminé orienté suivant un sens de rotation de ladite au moins une hélice (28), et en ce que l’axe (B) du moteur (30) est
    5 décalé transversalement d’un côté déterminé de l’axe (A) de ladite au moins une hélice (28) de manière que ledit moteur (30) exerce sur la turbomachine (12) un couple apte à s’opposer au moins en partie audit couple exercé par ladite au moins une hélice (28).
  10. 10. Ensemble propulsif (10) selon la revendication précédente,
    10 caractérisé en ce qu’il comporte au moins un dispositif de reprise du couple exercé par ladite au moins une hélice (28) qui est interposé entre ladite turbomachine (12) et ledit berceau (14), et en ce que ledit dispositif de reprise de couple est dimensionné en fonction dudit couple exercé par ladite au moins une hélice (28) et du couple opposé exercé par le moteur (30) à
  11. 15 son encontre, ledit couple exercé par le moteur (30) étant fonction de la masse du moteur et du décalage (h, v) de son axe (B) par rapport à l'axe (A) de ladite au moins une hélice (28).
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