FR3122646A1 - Ensemble pour l’entrainement d’un avion à hélice et avion comprenant un tel ensemble - Google Patents

Ensemble pour l’entrainement d’un avion à hélice et avion comprenant un tel ensemble Download PDF

Info

Publication number
FR3122646A1
FR3122646A1 FR2104765A FR2104765A FR3122646A1 FR 3122646 A1 FR3122646 A1 FR 3122646A1 FR 2104765 A FR2104765 A FR 2104765A FR 2104765 A FR2104765 A FR 2104765A FR 3122646 A1 FR3122646 A1 FR 3122646A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
main
transmission shaft
bevel gear
propeller
shaft
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
FR2104765A
Other languages
English (en)
Inventor
Clément RAUCOULES
Pierre Marcel Morelli Boris
Emile André PELTIER Jordane
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Transmission Systems SAS
Original Assignee
Safran Transmission Systems SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Transmission Systems SAS filed Critical Safran Transmission Systems SAS
Priority to FR2104765A priority Critical patent/FR3122646A1/fr
Publication of FR3122646A1 publication Critical patent/FR3122646A1/fr
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00—Transmitting power from power plant to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/04—Transmitting power from power plant to propellers or rotors; Arrangements of transmissions characterised by the transmission driving a plurality of propellers or rotors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plant in aircraft; Aircraft characterised thereby
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plant
    • B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plant of gas-turbine type
    • B64D27/12—Aircraft characterised by the type or position of power plant of gas-turbine type within or attached to wing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas- turbine plants for special use
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas- turbine plants for special use
    • F02C6/20—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles
    • F02C6/206—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles the vehicles being airscrew driven
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/324—Application in turbines in gas turbines to drive unshrouded, low solidity propeller
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/40—Use of a multiplicity of similar components
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/31—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation
    • F05D2250/312—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation the axes being parallel to each other
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/31—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation
    • F05D2250/313—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation the axes being perpendicular to each other
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/40—Transmission of power
    • F05D2260/403—Transmission of power through the shape of the drive components
    • F05D2260/4031—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing
    • F05D2260/40311—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing of the epicyclical, planetary or differential type

Abstract

Ensemble (1) pour l’entrainement d’un avion (100) à hélices, comprenant : une turbomachine unique (10) présentant un arbre moteur (12) s’étendant suivant une direction longitudinale (X), un arbre de transmission principal (30a) de préférence s’étendant parallèlement à la direction longitudinale (X), un réducteur principal (20) reliant l’arbre moteur (12) à l’arbre de transmission principal (30a), au moins un arbre de transmission secondaire (30b, 30c) de préférence s’étendant parallèlement à la direction longitudinale (X), une transmission intermédiaire (50) reliant l’arbre de transmission principal (30a) à l’au moins un arbre de transmission secondaire (30b, 30c), un réducteur d’hélice principal (40a) relié à l’arbre de transmission principal (30a) et présentant un arbre de sortie principal (48a), au moins un réducteur d’hélice secondaire (40b, 40c), chaque réducteur d’hélice secondaire (40b, 40c) étant relié à l’au moins un arbre de transmission secondaire (30b, 30c) correspondant et présentant un arbre de sortie secondaire (48b, 48c). Figure pour l’abrégé : Figure 1

Description

Ensemble pour l’entrainement d’un avion à hélice et avion comprenant un tel ensemble
Domaine de la divulgation
La présente divulgation se rapporte à un ensemble pour l’entrainement d’un avion à hélices et à un avion dont chaque aile est munie d’un tel ensemble.
Etat de la technique
Cette divulgation repose sur une architecture améliorée de la transmission mécanique d’un avion disposant d’une turbomachine par aile entrainant mécaniquement plusieurs hélices réparties le long de la voilure. On entend par turbomachine un moteur thermique destiné à l’entrainement d’un aéronef et comprenant une turbine à gaz.
La présente divulgation a pour but de proposer une chaîne cinématique de transmission de puissance efficace et qui réduit les contraintes auxquelles sont soumis les différents éléments de l’ensemble et donc le poids de l’ensemble. La présente divulgation vise également à réduire le coût de l’ensemble.
Il est connu du document FR 3 062 692 A1 un ensemble comprenant :
une turbomachine présentant un arbre moteur s’étendant suivant une direction longitudinale, l’arbre moteur étant destiné à être entrainé en rotation à une vitesse de rotation moteur,
un réducteur d’hélice relié à l’arbre moteur et présentant un arbre de sortie, le réducteur d’hélice principal étant configuré pour entrainer en rotation l’arbre de sortie principal à une vitesse de rotation de sortie inférieure à la vitesse de rotation moteur, l’arbre de sortie s’étendant parallèlement à la direction longitudinale et portant une hélice.
D’autre part, il est connu du document FR 1 264 560 A un ensemble comprenant :
deux turbopropulseurs sur chaque aile, chaque turbopropulseur présentant un arbre moteur s’étendant suivant une direction longitudinale, l’arbre moteur étant destiné à être entrainé en rotation à une vitesse de rotation moteur,
quatre réducteurs d’hélice reliés chacun à l’un des arbres moteur et présentant chacun un arbre de sortie, chaque arbre de sortie s’étendant parallèlement à la direction longitudinale et portant une hélice, et
quatre arbres de transmission reliés ensemble par une transmission intermédiaire, les arbres de transmission étant reliés aux arbres moteurs en cas de panne de moteur.
Chaque hélice est entrainée en rotation par le turbopropulseur correspondant. La transmission du turbopropulseur, en particulier les réducteurs d’hélice, est dimensionnée pour passer la puissance totale du moteur vers l’hélice. Les réducteurs d’hélice ne sont reliés entre eux par la transmission intermédiaire qu’en cas de panne de l’un des moteurs.
Exposé de la divulgation
Pour atteindre les buts précités, conformément à la présente divulgation, l’ensemble pour l’entrainement d’un avion à hélices, comprend :
une turbomachine unique présentant un arbre moteur s’étendant suivant une direction longitudinale, l’arbre moteur étant destiné à être entrainé en rotation à une vitesse de rotation moteur,
un arbre de transmission principal s’étendant de préférence parallèlement à la direction longitudinale,
un réducteur principal reliant l’arbre moteur à l’arbre de transmission principal et configuré pour entrainer en rotation l’arbre de transmission principal à une vitesse de rotation de transmission principale inférieure à la vitesse de rotation moteur,
au moins un arbre de transmission secondaire s’étendant de préférence parallèlement à la direction longitudinale,
une pluralité de réducteurs d’hélice comprenant un réducteur d’hélice principal et au moins un réducteur d’hélice secondaire, le réducteur d’hélice principal étant relié à (entrainé par) l’arbre de transmission principal et présentant un arbre de sortie principal, le réducteur d’hélice principal étant configuré pour entrainer en rotation l’arbre de sortie principal à une vitesse de rotation de sortie principale inférieure à la vitesse de rotation de transmission principale, l’arbre de sortie principal s’étendant de préférence parallèlement à la direction longitudinale et étant destiné à recevoir une hélice principale,
une transmission intermédiaire reliant l’arbre de transmission principal à l’au moins un arbre de transmission secondaire et configuré pour entrainer l’arbre de transmission secondaire à une vitesse de rotation de transmission secondaire,
chaque réducteur d’hélice secondaire est relié à (entrainé par) l’arbre de transmission secondaire correspondant et présente un arbre de sortie secondaire, chaque réducteur d’hélice secondaire étant configuré pour entrainer en rotation l’arbre de sortie secondaire correspondant à une vitesse de rotation de sortie secondaire inférieure à la vitesse de rotation de transmission secondaire, chaque arbre de sortie secondaire s’étendant de préférence parallèlement à la direction longitudinale et étant destiné à recevoir une hélice secondaire.
Ainsi, les réducteurs d’hélice sont toujours reliés entre eux et la turbomachine est disposée en parallèle de la liaison mécanique reliant les réducteurs d’hélice entre eux. La turbomachine entraine ainsi la pluralité de réducteurs d’hélice et les efforts appliqués sont par conséquent répartis en permanence entre les réducteurs d’hélice, de sorte que les réducteurs d’hélice ne sont pas dimensionnés pour recevoir toute la puissance de la turbomachine, mais au plus (selon le nombre de réducteurs d’hélice) la moitié de la puissance de la turbomachine. Enfin, le réducteur principal permet de réduire la vitesse de rotation pour l’arbre de sortie principal et chaque arbre de sortie secondaire.
Selon une autre caractéristique conforme à la divulgation, de préférence la transmission intermédiaire comprend un renvoi d’angle principal, un arbre de transmission intermédiaire, au moins un renvoi d’angle secondaire, le renvoi d’angle principal reliant l’arbre de transmission principal à l’arbre de transmission intermédiaire, chaque renvoi d’angle secondaire reliant l’arbre de transmission intermédiaire à l’au moins un arbre de transmission secondaire correspondant, l’arbre de transmission intermédiaire s’étendant suivant une direction transversale perpendiculaire à la direction longitudinale, le renvoi d’angle principal étant configuré pour entrainer en rotation l’arbre de transmission intermédiaire, chaque renvoi d’angle secondaire étant configuré pour entrainer en rotation l’au moins un arbre de transmission secondaire à une vitesse de rotation de transmission secondaire.
Selon une caractéristique complémentaire, la vitesse de rotation de transmission secondaire est de préférence égale, en valeur absolue, à la vitesse de rotation de transmission principale.
Selon une autre caractéristique, le renvoi d’angle principal est de préférence structurellement identique à l’au moins un renvoi d’angle secondaire.
Ainsi, il n’est nécessaire d’utiliser qu’un seul modèle de renvoi d’angle.
Selon une caractéristique complémentaire, de préférence le renvoi d’angle principal comprend un pignon conique principal et une roue conique principale, le pignon conique principal étant rigidement fixé à l’arbre de transmission principal, la roue conique principale étant rigidement fixée à l’arbre de transmission intermédiaire, la roue conique principale coopérant avec le pignon conique principal, et chaque renvoi d’angle secondaire comprend un pignon conique secondaire et une roue conique secondaire, chaque pignon conique secondaire étant rigidement fixé à l’au moins un arbre de transmission secondaire correspondant, chaque roue conique secondaire étant rigidement fixée à l’arbre de transmission intermédiaire, chaque pignon conique secondaire coopérant avec la roue conique secondaire correspondant.
Selon une autre caractéristique conforme à l’invention, la transmission intermédiaire est configurée pour que l’un au moins parmi l’au moins un arbre de transmission secondaire tourne en sens opposé par rapport à l’arbre de transmission principal.
Ainsi, les hélices peuvent tourner en sens opposés.
Selon une caractéristique complémentaire conforme à l’invention, de préférence le renvoi d’angle principal et/ou le renvoi d’angle secondaire comprend une première partie d’accouplement et une deuxième partie d’accouplement pouvant être reliées à l’arbre de transmission intermédiaire, l’accouplement de l’arbre de transmission intermédiaire à la première partie au lieu de la deuxième partie, et réciproquement, entrainant une inversion du sens de rotation de l’au moins un arbre de sortie secondaire
Ainsi, l’inversion du sens de rotation de l’au moins une hélice secondaire est aisément réalisée.
Selon une autre caractéristique conforme à l’invention, le réducteur principal comprend de préférence une roue dentée moteur rigidement fixée à l’arbre moteur et une roue dentée menée rigidement fixée à l’arbre de transmission principal.
Selon une autre caractéristique conforme à l’invention, le réducteur d’hélice principal est de préférence identique à chaque réducteur d’hélice secondaire.
Ainsi, le coût de réalisation est réduit par réduction du nombre d’éléments différents.
Selon une autre caractéristique conforme à la divulgation, de préférence l’arbre de transmission principal présente une extrémité amont par laquelle l’arbre de transmission est relié au réducteur d’hélice principal et une extrémité aval par laquelle l’arbre de transmission principal est relié à la transmission intermédiaire, et le réducteur principal est liée à l’arbre de transmission principal au niveau de l’extrémité amont.
L’invention concerne en outre un avion comprenant un fuselage, deux ailes fixées au fuselage et un ensemble précité porté par chaque aile, dans lequel l’arbre de transmission principal est disposé entre l’au moins un arbre de transmission secondaire et le fuselage.
Selon une caractéristique complémentaire, de préférence l’ensemble présente selon la direction longitudinale une partie amont comprenant les réducteurs d’hélice et une partie aval comprenant la transmission intermédiaire, et la turbomachine s’étend à partir du réducteur principal selon la direction longitudinale dans le sens allant de la partie amont vers la partie aval.
Selon une autre caractéristique conforme à la divulgation, de préférence l’au moins un arbre de transmission secondaire comprend un unique arbre de transmission secondaire et l’au moins un réducteur d’hélice secondaire comprend un unique réducteur d’hélice secondaire.
Brève description des figures
D'autres caractéristiques et avantages de la présente divulgation apparaîtront dans la description détaillée suivante, se référant aux dessins annexés dans lesquels :
représente schématiquement de dessus un avion comprenant un ensemble pour l’entrainement de l’avion par aile, selon un premier mode de réalisation,
représente à échelle agrandie la zone repérée II à la ,
représente schématiquement de dessus un ensemble pour l’entrainement d’un avion selon un deuxième mode de réalisation.
Description détaillée de la divulgation
La représente un avion 100 comprenant un fuselage 102, une aile droite 104, une aile gauche 106 et deux ensembles 100 portés respectivement par l’aile droite 104 et l’aile gauche 106 de l’avion 100.
L’avion 100 s’étend suivant une direction longitudinale X correspondant à la direction d’allongement du fuselage 102. La direction longitudinale X est sensiblement horizontale lorsque l’avion est au sol ou en vol de croisière. L’avion présente une direction transversale Y, perpendiculaire à la direction longitudinale X et sensiblement horizontale lorsque l’avion est au sol ou en vol de croisière. La direction transversale Y correspond sensiblement à la direction d’allongement de l’aile gauche 104 et de l’aile droite 106. L’avion 100 présente en outre une direction d’élévation Z sensiblement verticale lorsque l’avion est au sol ou en vol de croisière, la direction d’élévation Z étant perpendiculaire à la direction d’allongement X et à la direction transversale Y.
L’ensemble 1 porté par l’aile gauche 106 est le symétrique par rapport au plan médian de l’avion (perpendiculaire à la direction transversale Y) de l’ensemble 100 porté par l’aile droite 104.
Chaque ensemble 1 comprend essentiellement une turbomachine unique 10, un réducteur principal 20, un arbre de transmission principal 30a, un réducteur d’hélice principal 40a, une hélice principale 90a, une transmission intermédiaire 50, un arbre de transmission secondaire 30b, un réducteur d’hélice secondaire 40b et une hélice secondaire 90b.
Chaque ensemble 1 présente suivant la direction longitudinale X une partie amont 2 et une partie aval 4. La partie amont 2 est située au niveau du bord d’attaque de l’aile gauche 104 ou de l’aile droite 106. La partie aval 4 est située au niveau du bord de fuite de l’aile droite 104 ou de l’aile gauche 106.
Plus généralement, suivant la direction longitudinale X, il est fait référence à l’amont et l’aval conformément au sens d’écoulement de l’air sous l’action de l’hélice principale 90a et de l’hélice secondaire 90b, illustré par la flèche 92.
Chaque ensemble 1 comprend une seule turbomachine 10. Par conséquent, l’avion 100 comprend une seule turbomachine 10 par aile, soit deux turbomachines 10 au total. Chaque turbomachine 10 comprend une turbine à gaz. Dans le premier mode de réalisation illustré, les turbomachines 10 comprennent des turbopropulseurs.
Tel qu’illustré en particulier à la , la turbomachine 10 comporte une entrée d'air 14 alimentant en air un compresseur ou un groupe de compresseurs 15, à l'aval duquel se trouve une chambre de combustion 16. Les gaz issus de la combustion se détendent dans une turbine ou un groupe de turbines 18, qui entraîne en rotation un arbre moteur 12 à une vitesse de rotation moteur autour d’un axe de rotation moteur 11 s’étendant suivant la direction longitudinale X. L’arbre moteur 12 présente une extrémité amont 13 et une extrémité aval 19 suivant l’axe de rotation moteur 11. La vitesse de rotation moteur est de l’ordre de 20 000 tours/min à 30 000 tours/min. L'arbre moteur 12, le groupe de compresseurs 15, la chambre de combustion 16 et le groupe de turbines 18 sont centrés sur l’axe de rotation moteur 11. L'entrée d'air 14 se trouve sous l’axe de rotation moteur 11 suivant la direction d’élévation Z.
Le réducteur principal 20 relie l’arbre moteur 12 à l’arbre de transmission principal 30a. Le réducteur principal 20 est constitué par une roue dentée moteur 22 et une roue dentée menée 24. La roue dentée moteur 22 étant rigidement fixée à l’extrémité amont 13 de l’arbre moteur 12. La turbomachine 10 est disposée en aval de la roue dentée moteur 22. La roue dentée menée 24 est rigidement fixée à l’arbre de transmission principal 30a. L’arbre de transmission principal 30a est entrainé en rotation autour d’un axe de rotation principal 31a à une vitesse de rotation de transmission principale. Le rapport de réduction du réducteur principal 20 est de préférence compris entre 1/2 et 1/5, correspondant au rapport entre la vitesse de rotation de transmission principale et la vitesse de rotation moteur.
L’arbre principal 30a s’étend suivant la direction longitudinale X entre une extrémité amont principale 32a et une extrémité aval principale 34a. La roue dentée menée 24 est fixée à l’arbre de transmission principal 30a au niveau de l’extrémité amont principale 32a de l’arbre principal 30a.
Le réducteur d’hélice principal 40a forme un boîtier d'engrenages. Dans le premier mode de réalisation illustré, le réducteur d’hélice principal 40a comprend un train épicycloïdal 41. Le train épicycloïdal 41 comporte un planétaire 42, une couronne fixe 44, des satellites 45 et un porte-satellite 46. Les satellites sont de préférence au nombre de 3 à 6.
Le planétaire 42 est fixé à la roue dentée menée 24. Le planétaire 42 est centré sur l'axe de rotation principal 31a et engrène avec les satellites 45. Le porte satellite 46 comprend un arbre de sortie principal 48a coaxial à l’axe de rotation principal 31a et des doigts 47 décentrés par rapport à l’axe de rotation principal 31a, les satellites 45 étant montés mobiles en rotation sur les doigts 47 du porte satellite 46. Le porte satellite 46 est mobile en rotation autour de l’axe de rotation principal 31a. La couronne fixe 44 engrène avec les satellites 45. La couronne fixe 44 est dentée intérieurement et centrée sur l'axe de rotation principal 31a. La couronne fixe 44 est rigidement fixée à un stator de la turbomachine 10.
L’hélice principale 90 est fixée sur l’arbre de sortie principal 48a du réducteur d’hélice principal 40a. L’arbre de sortie principal 48a du réducteur d’hélice principal 40a est entrainé en rotation autour de l’axe de rotation principal 31a par le réducteur d’hélice principal 40a à une vitesse de rotation de sortie principale inférieure à la vitesse de rotation de transmission principale. Le rapport de réduction du réducteur d’hélice principal 40a est de préférence compris entre 1/5 et 1/10, correspondant au rapport entre la vitesse de rotation de sortie principale et la vitesse de rotation de transmission principale.
La vitesse de rotation de sortie principale est préférentiellement de l'ordre de 1 000 tours par minute à 2 500 tours par minute.
L’arbre secondaire 30b s’étend suivant la direction longitudinale X entre une extrémité amont secondaire 32b et une extrémité aval secondaire 34b.
La transmission intermédiaire 50 relie l’arbre de transmission principal 30a à l’arbre de transmission secondaire 30b. La transmission intermédiaire 50 comprend un renvoi d’angle principal 52a, un arbre de transmission intermédiaire 55 et un renvoi d’angle secondaire 52b.
L’arbre de transmission intermédiaire 55 s’étendant suivant la direction transversale Y entre une première extrémité 54 et une deuxième extrémité 56.
Le renvoi d’angle principal 52a relie l’extrémité aval principale 34a de l’arbre de transmission principal 30a à la première extrémité 54 l’arbre de transmission intermédiaire 55. Le renvoi d’angle principal 52a comprend un pignon conique principal 51a et une roue conique principale 53a engrenant l’un avec l’autre. Le pignon conique principal 51a est rigidement fixé à l’extrémité aval 34a de l’arbre de transmission principal 30a. La roue conique principale 53a présente une face interne principale 57a et une face externe principale 58a. La première extrémité 54 de l’arbre de transmission intermédiaire 55 est rigidement fixée à la face externe principale 58a de la roue conique principale 53a.
Le renvoi d’angle secondaire 52b relie la deuxième extrémité 56 de l’arbre de transmission intermédiaire 55 à l’extrémité aval 34b de l’arbre de transmission secondaire 30b. Le renvoi d’angle secondaire 52b comprend un pignon conique secondaire 51b et une roue conique secondaire 53b engrenant l’un avec l’autre. Le pignon conique secondaire 51b est rigidement fixé à l’extrémité aval 34b de l’arbre de transmission secondaire 30b. La roue conique secondaire 53b présente une face interne secondaire 57b et une face externe secondaire 58b. La deuxième extrémité 56 de l’arbre de transmission intermédiaire 55 est rigidement fixée à la face externe secondaire 58b de la roue conique secondaire 53b.
Le renvoi d’angle principal 52a entraine en rotation l’arbre de transmission intermédiaire 55 à une vitesse de rotation intermédiaire. Dans le mode de réalisation illustré, la vitesse de rotation intermédiaire est inférieure à la vitesse de rotation de transmission principale.
Le renvoi d’angle principal 52a et le renvoi d’angle secondaire 52b sont structurellement identiques, mais ils sont disposés dos à dos, la face interne principale 57a de la roue conique principale 53a faisant face au fuselage 102, de même la face interne secondaire 57b de la roue conique secondaire 53b fait face au fuselage 102. Par conséquent, le renvoi d’angle secondaire 52b entraine en rotation l’arbre de transmission secondaire 30b autour d’un axe de rotation secondaire 31b à une vitesse de rotation de transmission secondaire identique à la vitesse de rotation de transmission principale de l’arbre de transmission principal 30a, mais de sens opposé. En variante, l’arbre de transmission secondaire 30b pourrait tourner dans le même sens que l’arbre de transmission principal 30a en reliant la première extrémité 54 de l’arbre de transmission intermédiaire 55 à la face interne secondaire 57b de la roue conique secondaire 53b ou en reliant la deuxième extrémité 56 de l’arbre de transmission intermédiaire 55 à la face interne secondaire 57b de la roue conique secondaire 53b, autrement dit en faisant en sorte que la face interne principale 57a de la roue conique principale 53a et la face interne secondaire 57b de la roue conique secondaire 53b fassent toutes deux face au fuselage 102 ou que la face externe principale 58a de la roue conique principale 53a et la face externe secondaire 58b de la roue conique secondaire 53b fassent toutes deux face au fuselage 102. Par conséquent, le sens de rotation de l’arbre de transmission secondaire 30b peut être aisément inversé en tournant à 180 degrés le renvoi d’angle principal 52a autour de l’axe de rotation principal 31a ou le renvoi d’angle secondaire 52b à 180 degrés autour de l’axe de rotation secondaire 31b.
Dans le mode de réalisation illustré, le réducteur d’hélice secondaire 40b est identique au réducteur d’hélice principal 40a. Le réducteur d’hélice secondaire 40b comprend un arbre de sortie secondaire 48b sur lequel est fixée l’hélice secondaire 90b. L’arbre de sortie secondaire 48b du réducteur d’hélice secondaire 40b est entrainé en rotation autour de l’axe de rotation secondaire 31b par le réducteur d’hélice secondaire 40b à une vitesse de rotation de sortie secondaire identique à la vitesse de rotation de sortie principale, mais de sens opposé.
Le premier mode de réalisation permet d’avoir une chaîne cinématique de transmission efficace en séparant le flux de puissance généré par la turbomachine d’une part vers l’hélice principale 90a et d’autre part vers l’hélice secondaire 90b, afin de réduire la masse au maximum en dimensionnant les éléments mécaniques compte tenu de la séparation en deux parties égales du flux de puissance. Le réducteur principal 20 voit transiter la totalité de la puissance de la turbomachine 10, puis cette puissance est séparée en deux. L’ensemble des réducteurs d’hélice sont ainsi dimensionnés pour la même puissance, la moitié de la puissance fournie par la turbomachine. L’utilisation d’un réducteur d’hélice secondaire 40b identique au réducteur d’hélice principal 40a permet de réduire les coûts de développement, de fabrication grâce à l’augmentation du volume de pièces produites et de maintenance grâce aux pièces de rechange communes. Ces réducteurs d’hélice intègrent les fonctions transmission de puissance, mais également le système d’huile et les servitudes d’hélice comme le système de calage de pas ou de protection de survitesse.
Une dérivation du système de lubrification de la turbomachine 10 permet de lubrifier le réducteur principal 20, accolé à la turbomachine 10.
Le réducteur d’hélice principal 40a et le réducteur d’hélice secondaire 40b disposent chacun de leur propre système de lubrification et des accessoires nécessaires à l’hélice (calage de pas, dégivrage, …).
Le deuxième mode de réalisation illustré à la se distingue du premier mode de réalisation illustré aux figures 1 et 2 selon trois aspects indépendants.
Selon un premier aspect, dans le deuxième mode de réalisation illustré, chaque ensemble 1 comprend essentiellement une turbomachine unique 10, un réducteur principal 20, un arbre de transmission principal 30a, un réducteur d’hélice principal 40a, une hélice principale 90a, une transmission intermédiaire 50, un premier arbre de transmission secondaire 30b, un premier réducteur d’hélice secondaire 40b, une première hélice secondaire 90b, un deuxième arbre de transmission secondaire 30c, un deuxième réducteur d’hélice secondaire 40c et une deuxième hélice secondaire 90c.
La transmission intermédiaire 50 comprend un renvoi d’angle principal 52a, un premier renvoi d’angle secondaire 52b, un deuxième renvoi d’angle secondaire 52 et un arbre de transmission intermédiaire 55 comprenant une première portion 55a et une deuxième portion 55b. Le renvoi d’angle principal 52a, le premier renvoi d’angle secondaire 52b et le deuxième renvoi d’angle secondaire 52c sont structurellement identiques. La première portion 55a de l’arbre de transmission intermédiaire 55 relie le renvoi d’angle principal 52a au premier renvoi d’angle secondaire 52b et la deuxième portion 55b de l’arbre de transmission intermédiaire 55 relie le premier renvoi d’angle secondaire 52b au deuxième renvoi d’angle secondaire 52c.
Le réducteur d’hélice principal 40a, le premier réducteur d’hélice secondaire 40b et le deuxième réducteur d’hélice secondaire 40c sont identiques.
Selon un deuxième aspect, dans le deuxième mode de réalisation illustré, le réducteur principal 20 est relié à l’extrémité aval 19 de l’arbre moteur 12 et à l’extrémité aval 34a de l’arbre de transmission principal 30a.
Selon un troisième aspect, le premier renvoi d’angle secondaire 52b et le deuxième renvoi d’angle secondaire 52c sont disposés de la même manière, chacun étant disposé dos à dos par rapport au renvoi d’angle principal 52a, de sorte que le premier arbre de transmission secondaire 30b et le deuxième arbre de transmission secondaire 30c tournent tous les deux dans le même sens et à la même vitesse que l’arbre de transmission principal 30a, mais en sens opposé par rapport à l’arbre de transmission principal 30a.
Selon un quatrième aspect, l’ensemble comprend en outre des joints de transmission 60 disposé entre l’arbre de transmission 55 et le renvoi d’angle principal 52a, le premier renvoi d’angle secondaire 52b et le deuxième renvoi d’angle secondaire 52c. Les joints de transmission 60 forment des accouplements autorisant de légers décalages angulaires afin de reprendre les déformations de la structure des ailes de l’avion pendant les phases de vol. Les joints de transmission 60 peuvent être de type soufflets, accouplements à lamelles ressorts ou autres accouplements analogues.
Bien entendu la divulgation n'est nullement limitée aux modes de réalisation décrits à titre illustratif, non limitatif. Ainsi, le train épicycloïdal 41 du réducteur d’hélice principal 40a et du réducteur d’hélice secondaire 40 pourraient être remplacé par tout type de réducteur bien connu, tel que train épicycloïdal double (les satellites comprenant deux roues dentées solidaires de diamètres différents), réducteur de type compound (plusieurs niveaux d’engrenages simples) ou analogue. En outre, il serait possible de rendre fixe l’axe de rotation des satellites au lieu de la couronne 44.

Claims (10)

  1. Ensemble (1) pour l’entrainement d’un avion (100) à hélices, comprenant :
    une turbomachine unique (10) présentant un arbre moteur (12) s’étendant suivant une direction longitudinale (X), l’arbre moteur (12) étant destiné à être entrainé en rotation à une vitesse de rotation moteur,
    un arbre de transmission principal (30a),
    un réducteur principal (20) reliant l’arbre moteur (12) à l’arbre de transmission principal (30a) et configuré pour entrainer en rotation l’arbre de transmission principal (30a) à une vitesse de rotation de transmission principale inférieure à la vitesse de rotation moteur,
    au moins un arbre de transmission secondaire (30b, 30c),
    une pluralité de réducteurs d’hélice (40a, 40b, 40c) comprenant un réducteur d’hélice principal (40a) et au moins un réducteur d’hélice secondaire (40b, 40c), le réducteur d’hélice principal (40a) étant relié à l’arbre de transmission principal (30a) et présentant un arbre de sortie principal (48a), le réducteur d’hélice principal (40a) étant configuré pour entrainer en rotation l’arbre de sortie principal (48a) à une vitesse de rotation de sortie principale inférieure à la vitesse de rotation de transmission principale, l’arbre de sortie principal (48a) étant destiné à recevoir une hélice principale (90a),
    une transmission intermédiaire (50) reliant l’arbre de transmission principal (30a) à l’au moins un arbre de transmission secondaire (30b, 30c) et configuré pour entrainer l’arbre de transmission secondaire (30b, 30c) à une vitesse de rotation de transmission secondaire,
    chaque réducteur d’hélice secondaire (40b, 40c) est relié à l’arbre de transmission secondaire (30b, 30c) correspondant et présente un arbre de sortie secondaire (48b, 48c), chaque réducteur d’hélice secondaire (40b, 40c) étant configuré pour entrainer en rotation l’arbre de sortie secondaire (48b ,48c) correspondant à une vitesse de rotation de sortie secondaire inférieure à la vitesse de rotation de transmission secondaire, chaque arbre de sortie secondaire (48b, 48c) étant destiné à recevoir une hélice secondaire (90b, 90c).
  2. Ensemble selon la revendication 1 dans lequel la transmission intermédiaire (50) comprend un renvoi d’angle principal (52a), un arbre de transmission intermédiaire (55), au moins un renvoi d’angle secondaire (52b, 52c), le renvoi d’angle principal (52a) reliant l’arbre de transmission principal (30a) à l’arbre de transmission intermédiaire (55), chaque renvoi d’angle secondaire (52b, 52c) reliant l’arbre de transmission intermédiaire (55) à l’au moins un arbre de transmission secondaire (30b, 30c) correspondant, l’arbre de transmission intermédiaire (55) s’étendant suivant une direction transversale (Y) perpendiculaire à la direction longitudinale (X), le renvoi d’angle principal (52a) étant configuré pour entrainer en rotation l’arbre de transmission intermédiaire (55), chaque renvoi d’angle secondaire (52b, 52c) étant configuré pour entrainer en rotation l’au moins un arbre de transmission secondaire (30b, 30c) à une vitesse de rotation de transmission secondaire.
  3. Ensemble selon la revendication précédente dans lequel le renvoi d’angle principal (52a) est structurellement identique à l’au moins un renvoi d’angle secondaire (52b).
  4. Ensemble selon l’une quelconque des revendications 2 ou 3 dans lequel :
    le renvoi d’angle principal (52a) comprend un pignon conique principal (51a) et une roue conique principale (53a), le pignon conique principal (51a) étant rigidement fixé à l’arbre de transmission principal (30a), la roue conique principale (53a) étant rigidement fixée à l’arbre de transmission intermédiaire (55), la roue conique principale (53a) coopérant avec le pignon conique principal (51a), et
    chaque renvoi d’angle secondaire (52b, 52c) comprend un pignon conique secondaire (51b, 51c) et une roue conique secondaire (53b, 53c), chaque pignon conique secondaire (51c) étant rigidement fixé à l’au moins un arbre de transmission secondaire (30b, 30c) correspondant, chaque roue conique secondaire (53b, 53c) étant rigidement fixée à l’arbre de transmission intermédiaire (55), chaque pignon conique secondaire (51b, 51c) coopérant avec la roue conique secondaire (53b, 53c) correspondant.
  5. Ensemble selon l’une quelconque des revendications précédentes dans lequel la transmission intermédiaire (55) est configurée pour qu’au moins un arbre de transmission secondaire (30b) tourne en sens opposé par rapport à l’arbre de transmission principal (30a).
  6. Ensemble selon l’une quelconque des revendications précédentes dans lequel le réducteur principal (20) comprend une roue dentée moteur (22) rigidement fixée à l’arbre moteur (12) et une roue dentée menée (24) rigidement fixée à l’arbre de transmission principal (30a).
  7. Ensemble selon l’une quelconque des revendications précédentes dans lequel le réducteur d’hélice principal (40a) est identique à chaque réducteur d’hélice secondaire (40b, 40c).
  8. Ensemble selon l’une quelconque des revendications précédentes dans lequel :
    l’arbre de transmission principal (30a) présente une extrémité amont (32a) par laquelle l’arbre de transmission principal (30a) est relié au réducteur d’hélice principal (40a) et une extrémité aval (34a) par laquelle l’arbre de transmission principal (30a) est relié à la transmission intermédiaire (50), et
    le réducteur principal (20) est liée à l’arbre de transmission principal (30a) au niveau de l’extrémité amont (32a).
  9. Avion (100) comprenant un fuselage (102), deux ailes (104, 106) fixées au fuselage (102) et un ensemble (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes porté par chaque aile (104, 106), dans lequel l’arbre de transmission principal (30a) est disposé entre l’au moins un arbre de transmission secondaire (30b, 30c) et le fuselage (102).
  10. Ensemble selon la revendication précédente dans lequel :
    l’ensemble présente selon la direction longitudinale (X) une partie amont (2) comprenant les réducteurs d’hélice (40a, 40b, 40c) et une partie aval (4) comprenant la transmission intermédiaire (50), et
    la turbomachine (10) s’étend à partir du réducteur principal (20) selon la direction longitudinale (X) dans le sens (92) allant de la partie amont (2) vers la partie aval (4).
FR2104765A 2021-05-05 2021-05-05 Ensemble pour l’entrainement d’un avion à hélice et avion comprenant un tel ensemble Pending FR3122646A1 (fr)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2104765A FR3122646A1 (fr) 2021-05-05 2021-05-05 Ensemble pour l’entrainement d’un avion à hélice et avion comprenant un tel ensemble

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2104765A FR3122646A1 (fr) 2021-05-05 2021-05-05 Ensemble pour l’entrainement d’un avion à hélice et avion comprenant un tel ensemble
FR2104765 2021-05-05

Publications (1)

Publication Number Publication Date
FR3122646A1 true FR3122646A1 (fr) 2022-11-11

Family

ID=76159657

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR2104765A Pending FR3122646A1 (fr) 2021-05-05 2021-05-05 Ensemble pour l’entrainement d’un avion à hélice et avion comprenant un tel ensemble

Country Status (1)

Country Link
FR (1) FR3122646A1 (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20230331393A1 (en) * 2022-04-14 2023-10-19 Textron Innovations Inc. High-speed vtol drive-shaft systems and methods

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1264560A (fr) 1960-05-10 1961-06-23 Aviation Louis Breguet Sa Perfectionnements aux aérodynes à voilure soufflée
DE2905092A1 (de) * 1979-02-10 1980-08-14 Zahnradfabrik Friedrichshafen Getriebeanlage fuer senkrecht startendes fluggeraet
WO2017060629A1 (fr) * 2015-10-05 2017-04-13 Safran Aircraft Engines Ensemble de propulsion d'un aeronef equipe d'une soufflante principale et d'au moins une soufflante deportee
US9701406B2 (en) * 2014-12-11 2017-07-11 Bell Helicopter Textron Inc. Convertible tiltrotor aircraft
FR3062692A1 (fr) 2017-02-09 2018-08-10 Safran Transmission Systems Roulement a rotule sur rouleaux presentant une evacuation de lubrifiant amelioree, de preference pour reducteur de vitesse de turbopropulseur d'aeronef

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1264560A (fr) 1960-05-10 1961-06-23 Aviation Louis Breguet Sa Perfectionnements aux aérodynes à voilure soufflée
DE2905092A1 (de) * 1979-02-10 1980-08-14 Zahnradfabrik Friedrichshafen Getriebeanlage fuer senkrecht startendes fluggeraet
US9701406B2 (en) * 2014-12-11 2017-07-11 Bell Helicopter Textron Inc. Convertible tiltrotor aircraft
WO2017060629A1 (fr) * 2015-10-05 2017-04-13 Safran Aircraft Engines Ensemble de propulsion d'un aeronef equipe d'une soufflante principale et d'au moins une soufflante deportee
FR3062692A1 (fr) 2017-02-09 2018-08-10 Safran Transmission Systems Roulement a rotule sur rouleaux presentant une evacuation de lubrifiant amelioree, de preference pour reducteur de vitesse de turbopropulseur d'aeronef

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20230331393A1 (en) * 2022-04-14 2023-10-19 Textron Innovations Inc. High-speed vtol drive-shaft systems and methods

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2936046C (fr) Dispositif de reduction epicycloidal pour l'entrainement en rotation des ensembles de pales d'une turbomachine a reducteur
EP2521851B1 (fr) Système d'hélices contrarotatives pour turbomachine d'aéronef
EP3019708B1 (fr) Structure compacte de boitier d'entrainement pour turbomachine d'aeronef
EP3004600B1 (fr) Boîtier d'entraînement des accessoires pour une turbomachine
FR2942273A1 (fr) Moteur double flux a roues de turbine contrarotatives
FR2979121A1 (fr) Dispositif de transmission mecanique pour l'entrainement en rotation des helices contrarotatives d'un turbopropulseur a double helice.
EP1541834A1 (fr) Turboréacteur à double corps avec moyen d'entraínement des machines accessoires
FR2940247A1 (fr) Systeme d'helices contrarotatives entrainees par un train epicycloidal offrant une repartition de couple equilibree entre les deux helices
WO1998047763A1 (fr) Systeme de motorisation d'un avion de transport a helices
EP3359791B1 (fr) Turbomoteur à soufflantes et réduction de vitesse sur l'arbre de la turbine de puissance
WO2017060584A1 (fr) Aeronef avec un ensemble propulsif comprenant un doublet d'helices a l'arriere du fuselage
WO2021009460A1 (fr) Module de turbomachine pour une helice a calage variable des pales et turbomachine le comportant
FR2657121A1 (fr) Turbo-soufflante a deux rotors de soufflante tournant en sens opposes.
WO2017060629A1 (fr) Ensemble de propulsion d'un aeronef equipe d'une soufflante principale et d'au moins une soufflante deportee
FR3122646A1 (fr) Ensemble pour l’entrainement d’un avion à hélice et avion comprenant un tel ensemble
EP3144222B1 (fr) Systeme de transmission de puissance et aeronef ayant une voilure tournante
FR3098788A1 (fr) Module de turbomachine pour une hélice à calage variable des pales et turbomachine le comportant
FR3067056B1 (fr) Turboreacteur du type a rotor non carene
FR3035153B1 (fr) Turbopropulseur a doublet d'helices contrarotatives dispose en amont du generateur de gaz
FR3042011B1 (fr) Ensemble de propulsion d'un aeronef equipe d'une soufflante principale et d'au moins une soufflante deportee
EP4095043B1 (fr) Installation motrice de type modulaire pour un giravion et giravion associé
EP4033086B1 (fr) Turbomachine d'aeronef a triple flux equipe d'un module de transmission de puissance
EP4073364B1 (fr) Turbomachine à turbine contrarotative pour un aéronef
EP4127437A2 (fr) Turbomachine pour aeronef
FR2831933A1 (fr) Boite de transmission basculante a liaison pivotante a paliers lisses

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20221111

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 3