WO2010128240A2 - Dispositif de dégivrage pour pales de propulseur de type propfan - Google Patents

Dispositif de dégivrage pour pales de propulseur de type propfan Download PDF

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WO2010128240A2
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blades
hot
rotor
thermal energy
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Guillaume Bulin
Jean-Michel Rogero
Christian Fabre
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Airbus Operations (S.A.S)
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/46—Arrangements of, or constructional features peculiar to, multiple propellers
    • B64C11/48—Units of two or more coaxial propellers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
    • B64D15/02—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by ducted hot gas or liquid
    • B64D15/04—Hot gas application
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/026—Aircraft characterised by the type or position of power plants comprising different types of power plants, e.g. combination of a piston engine and a gas-turbine
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to the field of aeronautical equipment. It relates more specifically to defrosting devices. In this case, it aims in particular the problem of deicing propeller blades.
  • icing conditions cold surface + ambient humidity
  • Rotating contact devices are then frequently used which ensure electrical energy transmission between two moving parts relative to one another by using electrically conductive brushes fixed on a fixed part and sliding on a track. , for example annular, of the rotating part
  • the diameter of the heart of the turbomachine brings a relative speed of the moving part relative to the static part of the order of four hundred meters per second, which makes brooms and mobile track unusable in practice, because exceeding the specifications of devices available commercially.
  • the situation is further aggravated in the case of "propfan” by the counter-rotating nature of the two propellers, which translates into a relative speed of eight hundred meters per second between them, at the place where a device of brooms and tracks should be installed. conductors.
  • the object of the present invention is then to provide a propfan propeller blade deicing / anti-icing device, which avoids the aforementioned drawbacks.
  • the invention is directed to a de-icing device for aircraft propellant blades of the so-called "propfan” type, said propeller comprising a turbomachine driving in rotation through a transmission system that may include a gearbox or a gearbox.
  • the deicing device comprising:
  • the means for capturing the thermal energy comprise at least one hot air sampling point at the annular hot vein.
  • the means for transferring thermal energy to the rotor blades are adapted to take account of the rotation of the blade about its longitudinal axis during shim changes thereof.
  • the thermal energy distribution means comprise a hot air distribution duct feeding a series of hot air ejectors disposed on at least a portion of the surface of the blade.
  • At least a portion of the hot air ejectors are located along the leading edge, and, on each side of the blade, according to a set of segments extending from the leading edge over a portion of the width of the blade, preferably parallel, and spaced from each other by predetermined distances.
  • each segment is substantially perpendicular to the local tangent of the leading edge of the blade.
  • the device also comprises at least one cold air sampling point, and means for mitigation of hot air and cold air to obtain a temperature according to a predetermined range.
  • the device may advantageously comprise a filter of impurities downstream of the hot air sampling point.
  • the invention also relates to a propellant rotor de-icing device comprising, for each blade, a de-icing device as described above.
  • a propellant rotor de-icing device comprising, for each blade, a de-icing device as described above.
  • Another aspect of the invention is an aircraft comprising at least least one device as exposed.
  • FIG. 1 shows a "propfan" propellant
  • FIG. 2 is a diagrammatic illustration of the main elements of the device according to the invention
  • FIG. 4 schematically illustrates a section of a rotor blade.
  • FIG. 5 illustrates a variant of the deicing device according to the invention.
  • the invention is intended to be used in an aircraft propellant 1, for example of the so-called “propfan” type, as shown in FIG. 1.
  • propellant for example of the so-called "propfan” type, as shown in FIG. 1.
  • propellers are envisaged for future aircraft.
  • two "propfan" thrusters 1 are fixed, by support mats, on either side of the rear part of the fuselage 2 of an aircraft.
  • Each "propfan” propellant 1 here comprises two counter-rotating rotors 3a, 3b, each comprising a set of equidistant blades 4a, 4b, and arranged in the rear part of the propellant 1.
  • the blades 4a, 4b of each rotor 3a, 3b project from a annular ring 5a, 5b movable with this rotor, the outer surface of which is in the continuity of the outer casing 6 of the propellant.
  • the "propfan” propellant 1 comprises an air inlet 7 which supplies a turbomachine 8.
  • This turbomachine 8 comprises an axial portion driven in rotation when the turbomachine is in operation.
  • This axis in turn drives, via mechanical transmissions not shown FIG. 2, the axes 9a, 9b of the blades 4a, 4b of the two counter-rotating rotors 3a, 3b.
  • the hot gases generated by the turbomachine 8 during its operation are discharged by a hot annular vein 10 whose output is located behind the two rotors 3a, 3b.
  • the outside air whose temperature is between + 15 ° C. close to the ground and -50 ° C. at altitude, comes to circulate along the annular rings 5a, 5b of the propellers, substantially in the direction opposite to the longitudinal axis X of displacement of the aircraft.
  • the gases flowing in the annular hot vein 10 have a temperature usually between 600 and 800 ° C.
  • the deicing device takes advantage of this existing temperature within the hot vein 10 to heat at least a portion of the surface of the rotor blades, but especially to cut the eventual ice deposit into segments having a kinetic energy. low enough not to damage the aircraft
  • the thruster generates in effect at least 200 kW of thermal power discharged by the annular hot vein 10.
  • the pressure is of the order of 0.5 to 1 bar relative.
  • the rotor blade deicing device according to the invention (FIG. 3) is here described for the front rotor 3a of the envisaged thruster.
  • An identical device is envisaged for the rear rotor 3b.
  • the device comprises first, for one or more blades 4a of the rotor 3a, a hot air sampling point 11 at the level of the vein annular hot 10. With a minimum of one per rotor. In the example described here, this hot air sampling point 11 is located slightly upstream of the blade 4a.
  • each blade 4a is connected to a substantially similar deicing device.
  • These air sampling points 11 are therefore angularly arranged regularly (for example every 30 ° for a rotor comprising twelve blades) on the inner surface of the annular ring 5a. They are of a type known to those skilled in the art and for example of a diameter of 10 mm so as to provide a maximum flow rate of approximately 0.05 kg / s also depends on the number and the diameter of the ejectors placed on the connected blade. ..
  • the air taken at the point of sampling 11 is channeled through a duct
  • This duct 12 is preferably flexible over at least part of its length, so as to adapt to the angular displacement of the blade 4a about the axis 9a, when its setting is changed.
  • This duct 12 may for example consist (at least in part) of a metal pipe resistant to high temperatures.
  • the duct may be introduced at the center of rotation of the axis of the blade, and have a junction allowing rotation on the movement of the pitch of the blade.
  • the conduit 12 continues within the axis 9a of the blade 4a by a channel 13, preferably coated with thermal insulation, which ends at the foot of the leading edge 14a of the blade.
  • the blade 4a comprises, in the present non-limiting example, a core 15a of composite material, of the thermoplastic or thermosetting resin type, and a front part 16a made of metal alloy (for example alloy titanium), and a trailing edge 17a also reported as a metal part.
  • the channel 13 is extended by a distributor duct 18 disposed in the front portion 16a of the blade 4a, and which substantially follows the shape of the leading edge 14a of said blade.
  • This distributor duct 18 feeds a series of hot air ejectors (not detailed in the figures), located along the leading edge 14a, and, on each side of the blade 4a, according to a set of segments 19 preferably parallel and equidistant from five to ten centimeters from each other, each segment extending from the leading edge and being from five to fifteen centimeters in length, not exceeding the width of the part anyway before 16a of the blade, due to the limited temperatures supported by the composite materials of the core 15a of the blade 4a, if however the blade is made of composite material.
  • Each segment 19 is in this example substantially perpendicular to the local tangent of the leading edge 14a of the blade.
  • ejectors are formed in the surface of the front portion 16a of the blade at regular intervals, for example two centimeters. Each of these ejectors have a diameter of one or two millimeters.
  • the hot air stream 10 When the thrusters 1 are started, the hot air stream 10 immediately fills with hot air (in fact air and flue gases) at a pressure of 0.5 to 1 bar and a temperature of 600 ° C. C about.
  • the air ejected by the ejectors just form a hot air film that follows the local boundary layer on the blade.
  • the device can either remain in operation permanently, regardless of atmospheric conditions or flight phase. course, be equipped with a valve system to stop the air sampling and therefore allowing the pilot to control the operation of the system.
  • the possible frost can not be formed on the leading edge 14a or on the segments 19.
  • the ice can only be formed on a limited surface, determined by the distance between the segments 19, typically five to ten centimeters. The mass of ice that can accumulate on the blade is also reduced.
  • the blocks of ice thus segmented spontaneously tend to be driven under the effect of the air flow and the centrifugal force exerted by the movement of the blade 4a.
  • Their limited dimensions reduce their kinetic energy as well as the risk of damage created by these blocks in the case or after detachment they would hit the fuselage of the aircraft.
  • the flow rate required for the deicing of the blades 4a remains very small compared to the volume of air flowing in the hot air stream 10.
  • the device also comprises, for each blade 4a, an air sampling point cold 20, at the outer surface of the annular ring 5a.
  • the air is then channeled through a tube 21 to a so-called jet pump pump 22, of a type known per se, in which the flow of hot air coming from the hot air sampling point 11 at high pressure (six to eight bars), causes a suction of cold air from the cold air sampling point 20.
  • the cold air sampling point 20 can also be defrosted by a bypass created on the tube 12, so as to permanently maintain the supply of cold air operational.
  • the volumes of hot air and cold air mixed by the jet-pump pump 22 are regulated by a flow-limiting device controlled by a control electronics, according to the temperatures measured in the hot vein. outside air and the air circulating in the distributor duct 18.
  • this temperature control can be carried out in a non-controlled manner by using a thermomechanical system in the mixed air flow and whose deformation according to the temperature makes it possible to regulate the air inlets. This device avoids having to provide a source of electrical energy in the rotor. The description was made considering that each blade was provided with an identical and independent defrosting device.
  • the zone of the blade root is the one where it is most desirable to avoid the formation of ice, because ice blocks from this zone acquire a maximum kinetic energy because of the sling effect during their detachment from the blade. It is then conceivable to bring the segments 19 closer to this blade root zone, or to increase the diameter and therefore the flow of hot air from the ejectors located on these segments.
  • the device may comprise a plurality of parallel distributor conduits 18, coming from the end of the channel 13, and each feeding a series of ejector segments.
  • the device in order to take into account the content of impurities (combustion products, unburned fuel, etc.) of the air coming from the sampling point 11 on the hot air stream 10, the device comprises a filter of the type known on the duct 12.

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Abstract

Le dispositif de dégivrage pour pales de propulseur d'aéronef (1 ) de type dit "propfan", ledit propulseur (1) comportant une turbomachine (8) entraînant en rotation au moins un rotor (3a) comprenant une pluralité de pales (4a) disposées autour d'une couronne annulaire (5a) mobile avec ces pales, venant former par sa paroi externe (14a) une partie de l'enveloppe externe du propulseur, ladite enveloppe externe (6) étant soumise aux conditions atmosphériques externes au propulseur, ladite turbomachine (8) générant un flux de gaz chauds s'échappant par une veine annulaire (10), concentrique de la couronne annulaire mobile (5a), et déterminée pour une partie de sa surface par la paroi interne (15a) de ladite couronne annulaire mobile (5a), comporte : - au sein de la partie annulaire mobile (5a), des moyens de captation (11) de l'énergie thermique de la veine chaude (10), - des moyens de transfert (12, 13) de l'énergie thermique vers les pales (4a) du rotor, - des moyens de répartition (18, 19) de l'énergie thermique sur une partie au moins de la surface desdites pales (4a).

Description

«Dispositif de dégivrage pour pales de propulseur de type propfan»
La présente invention relève du domaine des équipements aéronautiques. Elle concerne plus spécifiquement les dispositifs de dégivrage. Dans le cas présent, elle vise en particulier le problème du dégivrage de pales d'hélices. Lors des différentes phases de vol, et en particulier au sol, au décollage, en montée, ou à l'atterrissage, les aéronefs sont régulièrement soumis à des conditions atmosphériques givrantes (surface froide + humidité ambiante), qui amènent la création de dépôts de glace sur diverses parties de l'aéronef. Ces dépôts de glace modifient les performances aérodynamiques de l'appareil, augmentent sa masse et réduisent sa manœuvrabilité.
Divers dispositifs d'anti-givrage (empêchant la glace de se former sur une surface de l'appareil) ou de dégivrage (décoller les morceaux de glace une fois celle-ci formée) ont été développés depuis des décennies, et sont déjà connus de l'homme de l'art. Ils utilisent par exemple pour les bords d'attaque des voilures des résistances chauffantes provoquant la fonte de la glace et sa rupture en morceaux entraînés par le flux d'air. De même sont utilisées des membranes gonflables par intermittence pour briser la glace en cours dé formation. II est évident que des problèmes analogues de lutte contre le givrage, par anti-givrage ou dé-givrage, se posent pour les pales des hélices dans le cas d'avions propulsés par hélices.
Par ailleurs, lorsque des blocs de glace viennent à se décrocher de ces hélices, ils sont alors dotés d'une énergie cinétique considérable, et risquent de venir endommager le reste de l'appareil, par exemple le fuselage, lequel présente une résistance modérée à l'impact. Dans ce cas, des résistances chauffantes sont généralement utilisées, avec un générateur électrique installé dans l'axe de l'hélice et un transfert de courant vers des câbles passant à travers cet axe vers les différentes pales. Le dégivrage des pales est le plus souvent cyclique, pour réduire la puissance électrique utilisée.
On utilise alors fréquemment des dispositifs de contacts tournants assurant une transmission d'énergie électrique entre deux parties, mobiles l'une par rapport à l'autre, par utilisation de balais électro-conducteurs fixés sur une partie fixe et qui viennent glisser sur une piste, par exemple annulaire, de la partie tournante
Dans le cas des propulseurs du type connu sous le nom générique de «propfan», comportant deux hélices contrarotatives à rotor ouvert (non caréné), entraînées par une boite de vitesse différentielle, elle même mue par une turbomachine, les hélices sont disposées de façon annulaire autour du cœur de cette turbomachine, et cette disposition empêche en pratique l'utilisation des dispositifs précédemment cités.
Un des inconvénients principaux de ces systèmes à contacts tournants est en effet lié à la vitesse relative des balais par rapport à la piste mobile, cette vitesse étant naturellement fonction du diamètre de la piste annulaire et de la vitesse de rotation de cette partie.
Il s'ensuit pour tous ces systèmes à contacts tournants une usure rapide des balais, qui entraîne une réduction de leurs performances et un besoin de maintenance régulière et coûteuse. L'absence de lubrification de ces balais (pour des raisons de complexité) contribue également à réduire significativement cette durée de vie.
Dans le cas de l'hélice frontale d'un «propfan», le diamètre du cœur de la turbomachine amène une vitesse relative de la partie mobile par rapport à la partie statique de l'ordre de quatre cents mètres par seconde, ce qui rend les systèmes à balais et piste mobile inutilisables en pratique, car dépassant les spécifications des dispositifs disponibles dans le commerce. La situation est encore aggravée dans le cas de «propfan» par le caractère contrarotatif des deux hélices, qui se traduit par une vitesse relative de huit cent mètres par seconde entre elles, à l'endroit où devrait être installé un dispositif de balais et pistes conducteurs. L'objectif de la présente invention est alors de proposer un dispositif de dégivrage / antigivrage de pales de propulseur de type «propfan», qui évite les inconvénients pré-cités.
A cet effet, l'invention vise un dispositif de dégivrage pour pales de propulseur d'aéronef de type dit «propfan», ledit propulseur comportant une turbomachine entraînant en rotation par le biais d'un système de transmission pouvant inclure un réducteur ou une boite de vitesse au moins un rotor comprenant une pluralité de pales disposées autour d'une couronne annulaire mobile avec ces pales, venant former par sa paroi externe une partie de l'enveloppe externe du propulseur, ladite enveloppe externe étant soumise aux conditions atmosphériques externes au propulseur, ladite turbomachine générant un flux de gaz chauds s'échappant par une veine annulaire, concentrique de la couronne annulaire mobile, et déterminée pour une partie de sa surface par la paroi interne de ladite couronne annulaire mobile, le dispositif de dégivrage comportant :
- au sein de la partie annulaire mobile, des moyens de captation de l'énergie thermique de la veine chaude,
- des moyens de transfert de l'énergie thermique vers les pales du rotor, - des moyens de répartition de l'énergie thermique sur une partie au moins de la surface desdites pales.
Selon diverses dispositions éventuellement utilisées en conjonction,
- les moyens de captation de l'énergie thermique comprennent au moins un point de prélèvement d'air chaud au niveau de la veine chaude annulaire. - les moyens de transfert de l'énergie thermique vers les pales du rotor sont adaptés à tenir compte de la rotation de la pale autour de son axe longitudinal lors des modifications de calage de celle-ci.
- les moyens de répartition de l'énergie thermique comprennent un conduit de distribution d'air chaud alimentant une série d'éjecteurs d'air chaud disposés sur une partie au moins de la surface de la pale.
Selon cette dernière disposition, dans le but de découper la glace en morceaux de taille maximale prédéterminée, une partie au moins des éjecteurs d'air chaud sont localisés le long du bord d'attaque, ainsi que, de chaque côté de la pale, selon un ensemble de segments s'étendant à partir du bord d'attaque sur une partie de la largeur de la pale, préférablement parallèles, et distant les uns des autres de distances prédéterminées. Dans ce cas, préférentiellement, chaque segment est sensiblement perpendiculaire à la tangente locale du bord d'attaque de la pale.
Toujours dans ce cas, sur chaque segment et sur le bord d'attaque de la pale, des éjecteurs sont ménagés dans la surface de la partie avant de la pale à intervalles réguliers. Selon un mode de réalisation avantageux, le dispositif comporte également au moins un point de prélèvement d'air froid, et des moyens de mitigation de l'air chaud et de l'air froid pour obtenir une température conforme à une plage prédéterminée.
Pour tenir compte de la nature des gaz circulant dans la veine d'air chaud, le dispositif peut avantageusement comporter un filtre à impuretés en aval du point de prélèvement d'air chaud.
L'invention vise également un dispositif de dégivrage de rotor de propulseur, comportant, pour chaque pale, un dispositif de dégivrage tel qu'exposé ci-dessus. L'invention vise sous un autre aspect un aéronef comportant au moins un dispositif tel qu'exposé.
La description qui va suivre, donnée uniquement à titre d'exemple d'un mode de réalisation de l'invention, est faite en se référant aux figures annexées dans lesquelles : la figure 1 montre un propulseur de type «propfan», auquel l'invention peut être appliquée, la figure 2 illustre en vue en coupe très schématisée d'un tel propulseur, la figure 3 est une illustration schématique des éléments principaux composant le dispositif selon l'invention, la figure 4 illustre schématiquement une section de pale de rotor, la figure 5 illustre une variante du dispositif de dégivrage selon l'invention.
L'invention est destinée à être utilisée dans un propulseur 1 d'avion, par exemple de type dit "propfan", tel qu'illustré figure 1. De tels propulseurs sont envisagés pour des aéronefs futurs. Dans l'exemple de mise en œuvre illustré ici, deux propulseurs «propfan» 1 sont fixés, par des mats de support, de part et d'autre de la partie arrière du fuselage 2 d'un aéronef.
Chaque propulseur «propfan» 1 comporte ici deux rotors contrarotatifs 3a, 3b comportant chacun un ensemble de pales 4a, 4b équidistantes, et disposés en partie arrière du propulseur 1. Les pales 4a, 4b de chaque rotor 3a, 3b font saillie d'une couronne annulaire 5a, 5b mobile avec ce rotor, dont la surface externe se place dans la continuité de l'enveloppe extérieure 6 du propulseur. Comme on le voit sur la figure 2 de façon schématique, le propulseur «propfan» 1 comporte une entrée d'air 7 qui alimente une turbomachine 8. Cette turbomachine 8 comporte une partie axiale entraînée en rotation lorsque la turbomachine est en fonctionnement. Cet axe entraîne à son tour, par l'intermédiaire de transmissions mécaniques non illustrées figure 2, les axes 9a, 9b des pales 4a, 4b des deux rotors contrarotatifs 3a, 3b.
Les gaz chauds générés par la turbomachine 8 lors de son fonctionnement sont évacués par une veine chaude annulaire 10 dont la sortie est située à l'arrière des deux rotors 3a, 3b.
Les détails de réalisation des «propfan» et de leurs composants : rotors, turbomachine, transmission, ainsi que leurs dimensions, matériaux etc. sortent du cadre de la présente invention. Les éléments décrits ici ne sont donc donnés qu'à titre informatif facilitant la compréhension de l'invention dans un de ses exemples, nullement limitatif, de mise en œuvre.
Ainsi qu'il ressort de la description précédente, lors du vol de l'aéronef, l'air extérieur, dont la température est comprise entre +15°C à proximité du sol et -500C en altitude, vient circuler le long des couronnes annulaires 5a, 5b des hélices, sensiblement selon la direction opposée à l'axe longitudinal X de déplacement de l'aéronef.
Dans le même temps, les gaz circulant dans la veine chaude annulaire 10 ont une température usuellement comprise entre 600 et 8000C.
Le dispositif de dégivrage selon l'invention tire parti de cette température existante au sein de la veine chaude 10 pour réchauffer une partie au moins de la surface des pales des rotors, mais surtout découper l'éventuel dépôt de glace en segments possédant une énergie cinétique suffisamment faible pour ne pas endommager l'aéronef
Le propulseur génère en effet au moins 200 kW de puissance thermique évacuée par la veine chaude annulaire 10. Dans cette veine chaude 10, la pression est de l'ordre de 0.5 à 1 bar relatif.
Le dispositif de dégivrage de pales de rotor selon l'invention (figure 3) est ici décrit pour le rotor avant 3a du propulseur envisagé. Un dispositif identique est envisagé pour le rotor arrière 3b.
Le dispositif comporte en premier lieu, pour une ou plusieurs pales 4a du rotor 3a, un point de prélèvement d'air chaud 11 au niveau de la veine chaude annulaire 10. Avec un minimum de un par rotor. Dans l'exemple décrit ici, ce point de prélèvement d'air chaud 11 est situé légèrement en amont de la pale 4a.
Il est à noter pour la suite de la description que chaque pale 4a est reliée à un dispositif de dégivrage sensiblement similaire.
Ces points de prélèvement d'air 11 sont donc disposés angulairement de façon régulière (par exemple tous les 30° pour un rotor comprenant douze pales) sur la surface interne de la couronne annulaire 5a. Ils sont de type connu de l'homme de l'art et par exemple d'un diamètre de 10mm de manière à fournir un débit maximum d'environ 0.05kg/s fonction également du nombre et du diamètre des éjecteurs placés sur la pale reliée..
L'air prélevé au point de prélèvement 11 est canalisé par un conduit
12 vers l'axe 9a de la pale 4a. Ce conduit 12 est préférablement flexible sur une partie au moins de sa longueur, de manière à pouvoir s'adapter au déplacement angulaire de la pale 4a autour de l'axe 9a, lorsque son calage est modifié. Ce conduit 12 peut être par exemple constitué (en partie du moins) d'un tuyau métallique résistant aux hautes températures.
Alternativement lorsque cela est possible le conduit peut être introduit au niveau du centre de rotation de l'axe de la palle, et disposer d'une jonction permettant la rotation sur le débattement du pas de la palle.
Le conduit 12 se poursuit au sein de l'axe 9a de la pale 4a par un canal 13, préférablement enrobé d'isolant thermique, qui aboutit au pied du bord d'attaque 14a de la pale.
Comme on le voit figure 4, la pale 4a comporte, dans le présent exemple nullement limitatif, une âme 15a en matériau composite, du type à résine thermoplastique ou thermodurcissable, ainsi qu'une partie avant 16a rapportée en alliage métallique (par exemple en alliage de titane), et un bord de fuite 17a également rapportée sous forme de pièce métallique. Le canal 13 se prolonge par un conduit distributeur 18, disposé dans la partie avant 16a de la pale 4a, et qui suit sensiblement la forme du bord d'attaque 14a de ladite pale.
Ce conduit distributeur 18 alimente une série d'éjecteurs d'air chaud (non détaillés sur les figures), localisés le long du bord d'attaque 14a, ainsi que, de chaque côté de la pale 4a, selon un ensemble de segments 19 préférablement parallèles et équidistant de cinq à dix centimètres les uns des autres, chacun des segments s'étendant à partir du bord d'attaque et étant d'une longueur de cinq à quinze centimètres, n'excédant pas de toute façon la largeur de la partie avant 16a de la pale, du fait des températures limitées supportées par les matériaux composites de l'âme 15a de la pale 4a, si toutefois la pale est réalisée en matériau composite.
Chaque segment 19 est dans le présent exemple sensiblement perpendiculaire à la tangente locale du bord d'attaque 14a de la pale. Sur chaque segment 19 et sur le bord d'attaque 14a, des éjecteurs sont ménagés dans la surface de la partie avant 16a de la pale à intervalles réguliers, par exemple de deux centimètres. Chacun de ces éjecteurs à un diamètre de un ou deux millimètres.
Lors de la mise en marche des propulseurs 1 , la veine d'air chaud 10 se remplit immédiatement d'air chaud (en fait d'air et de gaz brûlés) sous une pression de 0.5 à 1 bar relatif et une température de 600 0C environ.
Dès cet instant, de l'air prélevé, pour chaque pale 4a, par les points de prélèvement 11 circule dans les tubes 12, 13, 18, et alimente les éjecteurs le long des lignes de bord d'attaque et des segments 19, rendant localement impossible la formation de givre. Il s'agit alors d'une fonction d'anti-givrage local.
Lors du vol de l'avion, l'air éjecté par les éjecteurs vient former un film d'air chaud qui suit la couche limite locale sur la pale.
Le dispositif peut, soit, rester en fonctionnement en permanence, indépendamment des conditions atmosphériques ou de la phase de vol en cours, soit, être muni d'un système de vanne permettant de stopper les prélèvements d'air et par conséquent permettant au pilote de contrôler le fonctionnement du système.
En cas de conditions givrantes, le givre éventuel ne peut pas se former sur le bord d'attaque 14a, ni sur les segments 19. La glace ne peut donc se former que sur une surface limitée, déterminée par la distance entre les segments 19, typiquement cinq à dix centimètres. La masse de glace susceptible de s'accumuler sur la pale est également réduite.
Par ailleurs, les blocs de glace ainsi segmentés ont spontanément tendance à être chassés sous l'effet du flux d'air et de la force centrifuge exercée par le mouvement de la pale 4a. Leurs dimensions limitées réduisent leur énergie cinétique ainsi que les risques de dégâts créés par ces blocs dans le cas ou suite à leur détachement ils viendraient à heurter le fuselage de l'avion. II ressort de la description que le dispositif de dégivrage selon l'invention permet de s'affranchir des problèmes que pose typiquement un dispositif électrique requérant des contacts tournants rapides tels qu'utilisés dans l'art antérieur. La maintenance du mécanisme de dégivrage des pales s'en trouve facilitée. Le présent dispositif utilise une ressource énergétique majoritairement perdue en tirant parti de la chaleur, dégagée par le propulseur, qui vient passer sous la couronne annulaire 5a du rotor.
Le débit nécessaire pour le dégivrage des pales 4a, de l'ordre de 0.05kg/s par ensemble propulsif, reste très faible au regard du volume d'air qui circule dans la veine d'air chaud 10.
La portée de la présente invention ne se limite pas aux détails des formes de réalisation ci-dessus considérées à titre d'exemple, mais s'étend au contraire aux modifications à la portée de l'homme de l'art.
Dans une variante de réalisation, illustrée par la figure 5, le dispositif comporte également, pour chaque pale 4a, un point de prélèvement d'air froid 20, au niveau de la surface extérieure de la couronne annulaire 5a. L'air est ensuite canalisé par un tube 21 vers une pompe dite jet-pump 22, de type connu en soi, dans laquelle le flux d'air chaud venant du point de prélèvement d'air chaud 11 à pression élevée (six à huit bars), provoque une aspiration d'air froid venant du point de prélèvement d'air froid 20.
De cette manière, en fonction des dimensionnement des points de prélèvements et du dispositif jet pump, il est possible d'assurer un mixage connu des volumes d'air chaud et d'air froid, de façon à dégivrer les pales avec un air ne dépassant pas un niveau maximal, par exemple de 2000C, acceptable pour les matériaux constituant les pales, en particulier lorsque ces pales sont réalisées en matériaux composites.
Dans cette variante, le point de prélèvement d'air froid 20 peut également être dégivré par une dérivation créée sur le tube 12, de manière à maintenir en permanence l'arrivée d'air froid opérationnelle. Préférentiellement, dans cette variante, les volumes d'air chaud et d'air froid mélangés par la pompe jet-pump 22 sont régulés par un organe limitateur de débit piloté par une électronique de contrôle, selon les températures mesurées dans la veine chaude, l'air extérieur et l'air circulant dans le conduit distributeur 18. Alternativement, cette régulation de température peut être effectuée de manière non piloté en utilisant un système thermo-mécanique dans le flux d'air mitigé et dont la déformation selon la température permet de réguler les arrivées d'air. Ce dispositif évite d'avoir à prévoir une source d'énergie électrique dans le rotor. La description a été faite en considérant que chaque pale était dotée d'un dispositif identique et indépendant de dégivrage. Il est clair cependant qu'il est également possible de choisir un dispositif dans lequel un nombre plus réduit de points de prélèvement d'air chaud (et éventuellement d'air froid) alimentent l'ensemble des pales (éventuellement via une ou plusieurs pompes jet-pump) pour leur dégivrage. De nombreuses variantes de disposition des lignes d'éjecteurs d'air chaud sont naturellement envisageables, par exemple en utilisant deux lignes d'éjecteurs d'air chaud de part et d'autre du bord d'attaque, au lieu d'une ligne sur le bord d'attaque lui-même, ou en modifiant la forme ou l'orientation des segments 19 par rapport à la ligne du bord d'attaque 14a.
Il est clair que la zone du pied de pale est celle où il est le plus souhaitable d'éviter la formation de glace, car les blocs de glace issus de cette zone acquièrent une énergie cinétique maximale du fait de l'effet de fronde lors de leur détachement de la pale. Il est alors envisageable de rapprocher les segments 19 dans cette zone de pied de pale, ou d'augmenter le diamètre et donc le débit d'air chaud issu des éjecteurs situés sur ces segments.
De la même manière, pour éviter les pertes de charges réduisant le débit vers le bout de la pale, le dispositif peut comporter plusieurs conduits distributeurs 18 parallèles, issus du bout du canal 13, et alimentant chacun une série de segments d'éjecteurs.
Dans une autre variante, pour tenir compte du contenu d'impuretés (produits de combustion, carburant non brûlé etc.) de l'air issu du point de prélèvement 11 sur la veine d'air chaud 10, le dispositif comporte un filtre de type connu sur le conduit 12.

Claims

REVENDICATIONS
1. Dispositif de dégivrage pour pales de propulseur d'aéronef (1 ) de type dit "propfan", ledit propulseur (1 ) comportant une turbomachine (8) entraînant en rotation, par le biais d'un système de transmission pouvant inclure un réducteur ou une boite de vitesse, au moins un rotor (3a) comprenant une pluralité de pales (4a) disposées autour d'une couronne annulaire (5a) mobile avec ces pales, venant former par sa paroi externe (14a) une partie de l'enveloppe externe du propulseur, ladite enveloppe externe (6) étant soumise aux conditions atmosphériques externes au propulseur, ladite turbomachine (8) générant un flux de gaz chauds s'échappant par une veine sensiblement annulaire (10), concentrique de la couronne annulaire mobile (5a), et déterminée pour une partie de sa surface par la paroi interne (15a) de ladite couronne annulaire mobile (5a), caractérisé en ce que le dispositif de dégivrage comporte :
- au sein de la partie annulaire mobile (5a), des moyens de captation (11 ) de l'énergie thermique de la veine chaude (10),
- des moyens de transfert (12, 13) de l'énergie thermique vers les pales (4a) du rotor,
- des moyens de répartition (18, 19) de l'énergie thermique sur une partie au moins de la surface desdites pales (4a).
2. Dispositif de dégivrage selon la revendication 1 , caractérisé en ce que les moyens de captation (16) de l'énergie thermique comprennent au moins un point de prélèvement d'air chaud (11 ) au niveau de la veine chaude annulaire (10).
3. Dispositif de dégivrage selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les moyens de transfert (12, 13) de l'énergie thermique vers les pales (4a) du rotor sont adaptés à tenir compte de la rotation de la pale autour de son axe longitudinal (9a) lors des modifications de calage de celle-ci.
4. Dispositif de dégivrage selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les moyens de répartition (18, 19) de l'énergie thermique comprennent un conduit de distribution d'air chaud (18) alimentant une série d'éjecteurs d'air chaud disposés sur une partie au moins de la surface de la pale (4a).
5. Dispositif de dégivrage selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que une partie au moins des éjecteurs d'air chaud sont localisés le long du bord d'attaque (14a), ainsi que, de chaque côté de la pale (4a), selon un ensemble de segments (19) s'étendant à partir du bord d'attaque sur une partie de la largeur de la pale, préférablement parallèles, et distant les uns des autres de distances prédéterminées.
6. Dispositif de dégivrage selon la revendication 5, caractérisé en ce que chaque segment (9) est sensiblement perpendiculaire à la tangente locale du bord d'attaque (14a) de la pale.
7. Dispositif de dégivrage selon l'une quelconque des revendications 5 à 6, caractérisé en ce que sur chaque segment (19) et sur le bord d'attaque (14a) de la pale (4a), des éjecteurs sont ménagés dans la surface de la partie avant (16a) de la pale à intervalles réguliers.
8. Dispositif de dégivrage selon l'une quelconque des revendications 2 à 7, caractérisé en ce que le dispositif comporte également au moins un point de prélèvement d'air froid (20), et des moyens de mitigation (22) de l'air chaud et de l'air froid pour obtenir une température conforme à une plage prédéterminée.
9. Dispositif de dégivrage pour rotor (3a) de propulseur (1 ), caractérisé en ce que en ce qu'il comporte, pour chaque pale (4a), un dispositif de dégivrage selon l'une quelconque des revendications précédentes
10. Aéronef comportant un dispositif de dégivrage selon l'une quelconque des revendications précédentes
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Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102010010130A1 (de) * 2010-03-04 2011-09-08 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Fluggasturbinenantrieb mit Enteisung
WO2012066262A2 (fr) * 2010-11-19 2012-05-24 Snecma Pale pour une helice de turbomachine
DE102011011489A1 (de) 2011-02-17 2012-08-23 Eads Deutschland Gmbh Propellerblatt sowie damit versehenes Triebwerk für ein Luftfahrzeug
FR2980537A1 (fr) * 2011-09-26 2013-03-29 Snecma Aube pour turbomachine et procede de fabrication d'une telle aube
US20130315711A1 (en) * 2012-05-25 2013-11-28 General Electric Company Apparatus and system for changing temperature of vane separators in a power generating system
FR2992346A1 (fr) * 2012-06-22 2013-12-27 Snecma Helice non carenee de turbomachine d'aeronef presentant des pieds de pales refroidis par des conduits d'air de refroidissement traversant les pales
WO2022106772A1 (fr) * 2020-11-20 2022-05-27 Safran Aircraft Engines Aube comprenant un bouclier ayant une conduite de passage d'air de dégivrage

Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9650962B2 (en) * 2013-03-08 2017-05-16 Rolls-Royce Corporation Rotor noise suppression
FR3015798B1 (fr) * 2013-12-20 2016-01-22 Ratier Figeac Soc Dispositif pour la transmission independante de multiples puissances electriques sur un rotor de turbomachine
FR3021350B1 (fr) * 2014-05-20 2016-07-01 Snecma Procede de detection de fuite de fluide dans une turbomachine et systeme de distribution de fluide
ES2812151T3 (es) * 2017-09-14 2021-03-16 Siemens Gamesa Renewable Energy As Pala de turbina eólica con una placa de cubierta que tapa el escape de aire caliente para descongelar y/o evitar la formación de hielo
FR3081027B1 (fr) * 2018-05-09 2020-10-02 Safran Aircraft Engines Turbomachine comportant un circuit de prelevement d'air
FR3084693B1 (fr) * 2018-08-03 2020-12-25 Safran Aircraft Engines Turbomachine a helices non carenees
US11001389B2 (en) 2018-11-29 2021-05-11 General Electric Company Propulsion engine thermal management system
US11073082B2 (en) 2019-10-25 2021-07-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Fan blade anti-icing concept
JP7185069B2 (ja) * 2019-11-12 2022-12-06 株式会社Subaru 推進装置、ロータの防氷方法及び航空機
EP3868651B1 (fr) * 2020-02-19 2023-08-30 Ratier-Figeac SAS Surveillance de la santé sur la base d'une trajectoire de pointe de lame
US12006047B2 (en) 2021-06-29 2024-06-11 Flir Unmanned Aerial Systems Ulc Propeller deicing systems and methods
CN113483511B (zh) * 2021-09-07 2021-11-09 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种冰形切割器、冰形测量装置以及冰形测量方法
CN113483513B (zh) * 2021-09-07 2021-11-09 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种可吸水冰形切割器、冰形测量装置以及冰形测量方法
US20230175416A1 (en) * 2021-12-03 2023-06-08 General Electric Company Apparatuses for deicing fan blades and methods of forming the same

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2440115A (en) * 1948-04-20 Deiging system foi
US2586054A (en) * 1948-08-21 1952-02-19 Northrop Aircraft Inc Pusher turboprop exhaust system
DE3815906A1 (de) * 1988-05-10 1989-11-23 Mtu Muenchen Gmbh Luftschraubenblatt aus faserverstaerktem kunststoff
DE3828834C1 (fr) * 1988-08-25 1989-11-02 Mtu Muenchen Gmbh
US5112191A (en) * 1989-04-11 1992-05-12 General Electric Company Rotating cowling
US7823374B2 (en) * 2006-08-31 2010-11-02 General Electric Company Heat transfer system and method for turbine engine using heat pipes

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
None

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102010010130A1 (de) * 2010-03-04 2011-09-08 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Fluggasturbinenantrieb mit Enteisung
DE102010010130B4 (de) 2010-03-04 2020-06-04 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Fluggasturbinenantrieb mit Enteisung
WO2012066262A2 (fr) * 2010-11-19 2012-05-24 Snecma Pale pour une helice de turbomachine
FR2967646A1 (fr) * 2010-11-19 2012-05-25 Snecma Pale pour une helice de turbomachine
WO2012066262A3 (fr) * 2010-11-19 2013-08-08 Snecma Pale pour une helice de turbomachine
DE102011011489A1 (de) 2011-02-17 2012-08-23 Eads Deutschland Gmbh Propellerblatt sowie damit versehenes Triebwerk für ein Luftfahrzeug
WO2012110267A1 (fr) 2011-02-17 2012-08-23 Eads Deutschland Gmbh Pale d'hélice ainsi que groupe motopropulseur muni de ladite pale pour un aéronef
FR2980537A1 (fr) * 2011-09-26 2013-03-29 Snecma Aube pour turbomachine et procede de fabrication d'une telle aube
US20130315711A1 (en) * 2012-05-25 2013-11-28 General Electric Company Apparatus and system for changing temperature of vane separators in a power generating system
FR2992346A1 (fr) * 2012-06-22 2013-12-27 Snecma Helice non carenee de turbomachine d'aeronef presentant des pieds de pales refroidis par des conduits d'air de refroidissement traversant les pales
WO2022106772A1 (fr) * 2020-11-20 2022-05-27 Safran Aircraft Engines Aube comprenant un bouclier ayant une conduite de passage d'air de dégivrage

Also Published As

Publication number Publication date
US8932016B2 (en) 2015-01-13
WO2010128240A3 (fr) 2011-02-10
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