WO2015022464A1 - Turbomachine équipée d'un ensemble pour commander la variation du pas d'une hélice - Google Patents

Turbomachine équipée d'un ensemble pour commander la variation du pas d'une hélice Download PDF

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WO2015022464A1
WO2015022464A1 PCT/FR2014/052039 FR2014052039W WO2015022464A1 WO 2015022464 A1 WO2015022464 A1 WO 2015022464A1 FR 2014052039 W FR2014052039 W FR 2014052039W WO 2015022464 A1 WO2015022464 A1 WO 2015022464A1
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WO
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turbomachine
actuator
downstream
propeller
piston
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Application number
PCT/FR2014/052039
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Inventor
Belmonte OLIVIER
Didier René André Escure
Jérémy Phoria LAO
Original Assignee
Snecma
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Publication date
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Priority to US14/911,431 priority patent/US10408127B2/en
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    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/107—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with two or more rotors connected by power transmission
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    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
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    • B64C11/38—Blade pitch-changing mechanisms fluid, e.g. hydraulic
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
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    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
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    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to an assembly for controlling the variation of the pitch of a turbomachine propeller and more particularly, although not exclusively, the application of such an assembly to a turbomachine doublet upstream and downstream counter-rotating propeller propellers, the variation of pitch of the downstream propeller being controlled by said assembly.
  • turbomachines propulsion propellers concerned are turbine engines designated by the English expression “open rotor” or “unducted fan”, which turboshaft engines are the subject of numerous developments in particular because of their lower fuel consumption compared to multi-stream turbofan engines in service on planes.
  • the architecture of the open rotor turbine engines differs from that of the turbojet engines in that the fan is no longer internal, but external and consists of two coaxial and counter-rotating propellers that can be located upstream or downstream of the generator. gas.
  • turboprop engine comprising a turbomachine and a propeller, said turbomachine being able to drive said propeller in rotation by a gearbox.
  • a turboprop engine also includes a pitch management system of said propeller, to manage the propeller blade pitching movement.
  • a turbine engine 1 with twin counter-rotating propellers upstream 2 and downstream 3 is shown schematically with reference to Figure 1 and comprises mainly, along a central longitudinal axis A, two separate parts.
  • a "gas generator” part G is situated inside a fixed cylindrical nacelle 4 with a structural casing 5, carried by the structure of the aircraft (like the rear part of the fuselage of an airplane), and a part “Propulsion” P with the pair of contra-rotating propellers 2, 3 constituting the unshirred fan ("open rotor").
  • This part P extends, in this example of a turbine engine, the gas generator part G and the nacelle 4.
  • the gas generator part G of the turbine engine 1 usually comprises, from upstream to downstream in the direction of flow, with respect to the axis A, of the gas flow F entering the nacelle 4 of the turbine engine, one or two compressors 7 according to the architecture of the single or double-body gas generator, an annular combustion chamber 8, one or more turbines 9 at a distinct pressure according to said architecture, one of which of them drives, through a differential gearbox or epicyclic gearbox 10 (designated by the acronym PGB for Power Gear Box) and contrarotatively, the concentric and coaxial shafts 11 and 12 of the two upstream propellers 2 and downstream 3, aligned along the axis A of the turbine engine.
  • the shaft 12 of the downstream propeller, integral with the ring gear of the gearbox, is internal with respect to the then outer shaft 11 of the upstream propeller, integral with the planet carrier of said gearbox.
  • a nozzle 13 usually terminates the turbine engine 1.
  • the two counter-rotating propellers are arranged in radial parallel planes, perpendicular to the axis A, and comprise rotary ring housings.
  • polygonal 14, 15 extending the nacelle and in which are formed radial cylindrical housings 16, 17 regularly distributed for receiving the feet or pivots 18, 19 of the blades 20, 21 of the propellers.
  • the ring housings 14, 15 are respectively connected to the drive shafts 11, 12 rotating in opposite directions of rotation through the turbine and the gear 10, the latter imposing in particular the opposite direction of rotation to the two propellers.
  • the air flow F entering the turbine engine 1 is compressed, then mixed with fuel and burned in the combustion chamber 8.
  • the generated combustion gases then pass into the turbine portion 9 to drive in reverse rotation , via the epicyclic reducer 10, the propellers 2, 3 which provide most of the thrust.
  • the combustion gases are expelled through the nozzle 13 thus increasing the thrust of the turbine engine 1.
  • a suitable fluidic control assembly 25 makes it possible to vary the pitch of the blades during flight, that is to say the pitch of each counter-rotating propeller.
  • the pivots 18, 19 of the radial blades are rotated by their respective assemblies 25 to rotate, relative to their B-axes substantially perpendicular to the longitudinal axis A, in the radial housings 16, 17.
  • the blades can rotate from + 90 ° to 30 ° for flight phases, from + 30 ° to -30 ° C.
  • radially arriving lines or service lines 23, such as fluid supply lines (in application, hydraulic) and electrical lines intended in particular for the prior art assembly the latter usually comprises from upstream to downstream, a cylindrical sheath 26 serving to convey the supply lines 23, then a fluidic flow control system 27 defining the terminals of the operation of the geometry of the blades of the propeller, then a linear actuator 28 transmitting the axial movement imposed by the system 27 by concentric tubes 36, 37 whose internal passages put in communication, according to the selected phases, the chambers of the system to those of actuator delimited by a piston.
  • a ⁇ actuator is also associated a connecting mechanism 29 connecting the movable actuator portion to the pivots 19 of the blades 21 and thus transforming the sliding of the actuator piston (imposed by the system via the tubes), in a rotation of the blades of the propeller downstream around the axes.
  • the actuator 28 is located substantially vertically above the hub of the downstream propeller 3 to facilitate the transmission of movement of its sliding mobile part to the rotary pivots of the blades of the downstream propeller.
  • the fluid flow control system 27 will be designated FFS system corresponding to the acronym for Flight Thin Stop for the above three operating phases of the set.
  • FFS system corresponding to the acronym for Flight Thin Stop for the above three operating phases of the set.
  • the cylindrical sleeve 26 is mechanically connected, upstream, to the static casing 24 of the gas generator G and, downstream, to the pitch control system FFS 27 leading to the actuator 28.
  • the sheath is housed, along the axis A, in the internal shaft 12 also passing inside the epicyclic reduction gear 10.
  • three lubricant supply lines (oil) 23 ' run inside the sheath 26. These lines 23' are fed from a fluid source of lubricant not shown, located in the structural housing 5, nacelle side, and pass through radial arms to end in the gas generator part G.
  • lines 23 'of the FFS control system 27 pass, in the sheath 26, lines of lubrication 23 "for different bearings, such as the inter-shaft bearing 30 shown partly in Figure 2, and 31 between the sleeve 26 and the internal shaft 12 of the downstream propeller, as well as electrical service lines 23 "'for the sensors of the actuator 28 and other downstream electrical equipment.
  • the very integration of the gearbox 10 is problematic because of the large space occupied by the sheath 26 at the heart of the turbine engine 1.
  • the present invention aims to provide a solution to these various problems.
  • a fluidic control assembly for varying the pitch of a turbomachine propeller, such as a turbomachine comprising an epicyclic reduction gear driven by the planetary shaft connected to a power turbine of the turbomachine, said assembly connecting an upstream static casing of the turbomachine, in which fluidic and electrical supply lines arrive, to the blades of the downstream propeller, characterized in that it comprises from upstream to downstream a fluidic flow control system integral with the casing static, defining the operating terminals of the geometry of the blades of the downstream propeller and adapted to be connected to the supply lines, then a linear actuator with two chambers separated by a piston whose sliding is imposed by the control system and allows rotation of the blades, said system being connected to the actuator via two tubes concentric housed in the planetary shaft of the epicyclic reduction gear and delimiting two fluidic passages in respective connection with the two chambers of the actuator.
  • the assembly thus has a small footprint and makes it possible to have a reduction gear of reduced diameter.
  • Provisions comprising concentric tubes are known from documents WO 98/22340 and GB-2254893-A but in the field of conventional propellers, without any consideration of the problems of size of the reducer.
  • the fluidic control system is arranged inside the static casing and comprises a hollow body integral with the casing and inside which are received the two concentric sliding tubes respectively external and internal, and chambers internal boundaries delimited by the body and the tubes and in respective connection with the supply lines for controlling, by the sliding of the tubes and the piston of the actuator, the orientation of the blades of the propeller, according to the operating phases of the the turbomachine.
  • the hollow body comprises two adjacent chambers separated by a partition and traversed by the outer tube, the two chambers communicating, through an opening on the outer tube, with the annular passage provided between the two tubes and opening into one actuator chambers on one side of the piston, and a third chamber in connection with the fluid passage of the inner tube and opening into the other chamber of the actuator, on the other side of the piston.
  • the two outer and inner sliding tubes are guided and held together by an annular sleeve, at one of their ends, while their other ends are connected to the piston of the actuator.
  • the assembly is arranged in a sleeve integral with the fixed cylindrical body of the fluidic control system at its upstream end, the sleeve is supported along its length by at least one bearing, and the sleeve is also housed in the planetary shaft of the epicyclic reducer.
  • a sheath differs from the prior art in that it does not contain exactly the same feed lines.
  • the word sheath in the following description refers to such a sheath.
  • the sleeve then serves as an intermediate static shaft between the FFS system and the actuator protecting the connecting tubes and fluid supply extending between the system and the actuator.
  • the bearing lubrication lines and / or electrical can be arranged along the outside of the fork because of the surrounding space gained by reducing the diameter of the sheath.
  • the connection of lines with parts and other equipment is visible and therefore safe.
  • the sheath has, on the outer periphery, radial extra thicknesses, local, for the support of a bearing, between which can pass, along the sheath, hydraulic and / or electrical supply lines in the direction of bearings and / or equipment.
  • the actuator is fixed in translation and secured to a rotating casing of the propeller, and the sliding piston to which the tubes of the control system are connected, is connected to a link mechanism or analogues articulated to the pivots of the blades of the propeller to be oriented, mounted on the ring casing thereof.
  • bearings are provided on the one hand between the outer tube and the piston and, on the other hand, between the inner tube and the piston.
  • the static casing comprises an outer casing and therein an aerodynamic casing for the passage of the gas flow and having radial arms for the passage of the supply lines towards the control system, between the casing aerodynamic system and the control system being provided a manifold for joining the supply lines on a cylindrical support and define with the latter and upstream and downstream transverse partitions, a ventilation chamber with the gas flow and, under the support, an enclosure lubricant recovery from the control system.
  • the invention also relates to a turbomachine, in particular for an aircraft, of the type comprising a gas generating part and a propulsion part with a doublet of upstream and downstream coaxial and counter-rotating propellers, and assemblies for controlling the pitch variation of the upstream and downstream propellers. depending on the operating phases of the turbomachine.
  • the assembly for controlling the variation of the pitch of the downstream propeller is as defined above.
  • FIG. 1 is a diagrammatic view in longitudinal section of a turbine engine with a pair of counter-rotating propellers, respectively upstream and downstream, and schematically incorporating a fluidic control assembly for the variation of the pitch of the downstream propeller, according to the prior art.
  • FIG. 2 is an enlarged axial sectional view of FIG. 1 showing the fluidic control assembly according to the prior art with the arrangement of its components, comprising a cross-section CP showing the hydraulic and electrical supply lines passing through the sheath and a cross section of a blade 21 showing its profile.
  • Figure 3 is an axial sectional view, according to the invention, of the fluidic control assembly for the variation of the pitch of the downstream propeller, showing in particular the arrangement of its components.
  • Figure 4 shows, in partial perspective, a static housing with the feed lines therethrough and leading to the FFS system of the control assembly, located within this housing.
  • Figure 5 is a longitudinal sectional view of the static housing and the FFS system.
  • Figure 6 shows, in longitudinal section, the sheath according to the invention forming part of the control assembly, arranged between the FFS system and the linear actuator.
  • FIG. 7 shows, in longitudinal section, the linear actuator such as a jack, to which the tubes of the FFS system are connected, and whose sliding causes the angular variation of the blades of the downstream propeller by an intermediate linking mechanism.
  • the linear actuator such as a jack
  • FIG. 3 representing, according to the invention, the control unit 25 for modifying the pitch of the blades 21 of the downstream propeller 3 of the turbine engine 1, the fluidic control system (hydraulic) FFS 27, the sleeve 26 and the linear actuator 28, such as a hydraulic cylinder, are arranged in this order along the axis A, from upstream to downstream of the turbine engine 1 relative to the direction of the gas flow, from the static housing 24 from which the lines come.
  • of servitude 23 lubricant supply and electric cylinder 28 which is associated with a link mechanism 29 (see Figure 2) which can rotate the blades on their pivots and thus vary their setting according to the operating phases requested.
  • the FFS system 27 comprises structurally, as shown in FIGS. 3, 4 and 5, a hollow body 35.
  • This hollow body 35 is of generally cylindrical shape with a through-passage and centered on the axis A.
  • the body 35 is advantageously attached to the static housing 24.
  • Inside the passage of the body 35 are provided two tubes concentric sliding respectively 36 external and internal 37.
  • Two adjacent chambers left 38 and right 39 are formed between the body and the outer tube being separated by a transverse partition 40 corresponding to an internal shoulder of the body which also contributes to guiding the outer tube by relation to the body.
  • Oil supply lines (or lines) 23 ' are connected to the body to communicate with the chambers.
  • the supply line 23 'of the left chamber 38 is not visible, only the access port 41 to this chamber and formed in the body is shown.
  • the supply line 23 'of the right chamber 39 is shown with the connector 42 attached to the body.
  • an oblong opening 44 which is, in the illustrated representation corresponding to the flag position ( Figure 4), in the left chamber 38, and which gives in an annular passage 45 provided between the two tubes.
  • This oblong opening 44 has a length greater than the length of the partition wall 40, to allow the passage of a quasi-reverse position of the blades, to a reverse position of the blades.
  • the change of position is obtained by a set of pressures between the two chambers 38 and 39 placed in communication by the oblong opening 44 thanks to the sliding of the tubes.
  • the two chambers 38, 39 communicate, through an opening 44 formed on the outer tube 36, with the annular fluid passage 45 which is provided between the two tubes 36, 37 and which opens into one of the chambers of the actuator 28, namely the upstream chamber 72, on one side of a piston 71 of the actuator 28.
  • a third chamber 47 is provided in the body 35 in connection with the central fluid passage 48 of the inner tube 37, which opens into the other chamber 73 of the actuator, on the other side of the piston 71.
  • a cover 49 is fixed on the upstream side of the body and envelops the upstream ends 36 ', 37' of the tubes 36, 37, which project from the body.
  • a line or hydraulic supply pipe 23 'coming from the housing is connected to the hood by an access orifice 34 formed in this one.
  • the oil arriving via the line 23 ' communicates through the orifice 34 with an annular space defining the third chamber 47 delimited between the cover 49 and the outer tube 36 to arrive at the central fluid passage 48 of the inner tube.
  • a guide sleeve 46 between them located at the upstream ends 36 ', 37' of the tubes surrounded by the cover.
  • the sleeve 46 is connected to the bottom of the cover 49 and holes 90 are formed in the portion of the sleeve projecting from the ends of the tubes.
  • downstream ends 36 ", 37" of the tubes are connected to the piston of the cylinder, as will be seen later.
  • the static casing 24, through which the various hydraulic and electrical lines 23 (the latter in the form of a harness 23 '") issuing from the structural casing 5, comprise, radially from the outside, inwardly, an outer casing 50, an aerodynamic casing 51 and a manifold 52.
  • the outer casing 50 defines the outer casing geometric line and makes it possible to connect the service lines 23 coming from upstream equipment of the turbine engine.
  • the aerodynamic casing 51 defines the outer cylindrical walls 53 and internal 54 inner vein 55 of the turbines and has radial arms 56, 57 connecting the walls therebetween. As can be seen in FIG. 4, thick radial arms 56 enable the various lines 23 to be passed inside and thin radial arms 57 provide the aerodynamic function for the orientation of the air flow in the vein 55.
  • annular collector 52 Between this aerodynamic casing 51 and the FFS system 27 is the annular collector 52 which makes it possible to join and hold on an intermediate cylindrical support 58, the service lines 23 ', 23 ", 23"' visible in FIG. thick radial arms 56.
  • the annular collector 52 conveys the service lines 23 ', 23 ", 23"' to the assembly 25, in particular to the body of the system while minimizing their bulk.
  • An upstream transverse partition 60 and a downstream transverse partition 61 are fixedly attached to the cylindrical support 58. As shown in FIGS.
  • the upstream partition 60 is fixed at its outer periphery to the aerodynamic casing 51, while its inner periphery is integral with the cover 49 of the FFS system 27, and the downstream partition 61 is fixed at the outer periphery to the aerodynamic casing 51 and secured to the inner periphery of the body 35 of the FFS system.
  • two respectively external and internal annular enclosures 63 are formed between the partitions 60, 61 and the support 58.
  • the external enclosure 62 in communication with the vein 55, forms a ventilation enclosure for the immediate environment and the internal enclosure 63 forms an oil recovery chamber that can come from the FFS system 27.
  • the downstream partition 61 also makes it possible to define the purge for cooling the disks of the turbine, and also to define the boundary between the static housing 24 and the FFS system 27.
  • the FFS system 27 is housed inside the collector (static housing 24), so that it is as close to the lines to be connected to the best, and that this new arrangement of all 25 becomes axially compact, as can be seen by comparing FIG. 2, where the housing 25, the sleeve 26, the FFS system 27 and the actuator 28 are aligned one after the other, with FIG. where, from upstream to downstream, the housing and the FFS system 27 are integrated into one another, then followed by the sleeve 26 and the actuator 28.
  • the three oil supply lines 23 'intended for the three chambers 38, 39, 47 of the FFS system 27 are advantageously directly connected thereto, from the manifold 52.
  • these lines which have a significant diameter (FIG. because of the flow rates and pressures required, no longer pass through the sleeve 26.
  • the tubes 36, 37 defining the hydraulic passages for controlling the cylinder.
  • These concentric tubes 36, 37, one in the other are thus diametrically smaller (diameter equal to the outer tube) than the three separate feed lines 23 '(arranged side by side, section CP of FIG. 2) traveling through the sheath according to the prior art.
  • the sleeve 26 has a much smaller diameter.
  • the diameter of the sheath 26 for an architecture of the prior art (FIG. 2) changes from a diameter of 100 mm to a diameter of 60 mm with the new architecture of the assembly according to the invention ( Figure 3).
  • the sleeve 26 is static and it comprises an upstream end 26 ', fixed to the partition or flange downstream 61 of the collector, which surrounds the cylindrical body 35 of the FFS system 27.
  • the sleeve 26 has a downstream end
  • the sleeve 26 is in the vicinity of the cylinder 28, without being connected thereto, since, as will be seen later, in the embodiment of the fluidic control assembly 25 of the invention, the linear cylinder 28 is also rotatable, integral with the rotor carrying the downstream propeller 3.
  • this sleeve 26 (greater than one meter) between the static housing 24 and the downstream propeller 3, at least one bearing supports the sleeve in the middle portion thereof.
  • FIG. 3 axially truncated because of this length
  • FIG. 6 that local radial over-thicknesses 67 are advantageously provided in a regularly distributed manner on the outside of the sheath 26.
  • the bearing 31 Around the overthickness is mounted the bearing 31 by its inner ring 3, the outer ring not shown being in contact with the internal drive shaft 12 of the downstream propeller 3.
  • the gear 10 cooperating by the sun shaft 10 with the turbine shaft 32 which surrounds the sleeve 26, and the shafts 11, 12 of the propellers, connected to the reducer.
  • the cylinder or external part 70 thereof is fixed in translation, along the axis A, and integral with a rotary casing not visible from the turbine engine, in this case a rotating casing of the downstream propeller.
  • the piston 71 of the cylinder, mobile in translation by the FFS system 27, separates the interior of the cylinder into two chambers respectively upstream 72 and downstream 73 and is also rotatable, as will be seen hereinafter.
  • the upstream chamber 72 of the cylinder opens the annular passage 45 of the concentric tubes of the system 27.
  • the outer tube 36 is surrounded at its end 36 "housed in the upstream chamber, an outer cover 74 which is fixed to the piston by elements not shown Holes 75 formed in the hood communicate the annular passage 45 of the tubes opening into the inside of the cover 76, with the upstream chamber 72 of the jack.
  • the piston extends, on the side of the downstream chamber, towards the outside of the cylinder by the rod 80 secured to the piston to which is connected the link mechanism 29 of the assembly 25.
  • the rods 29 of the assembly 25 are hinged the pivots or axes 19 of the blades 21 to change their orientation about the axes B ( Figure 1) depending on the position of the rod 80.
  • the piston 71 and its rod 80 are thus rotatably connected to the ring housing 15 of the downstream propeller 3 by the rod mechanism 29.
  • the linear cylinder 28 is thus rotatable.
  • Two bearings are provided between the cylinder 28 and respectively the sliding tubes 36, 37 of the FFS system 27 to allow rotation of the piston relative to the tubes and thus the change of reference between the static reference of the housing 24 and the rotating mark of the propeller.
  • One 81 is disposed between the outer tube 36 and the cover 74 integral with the piston 71.
  • the other 82 is disposed in the cavity 78, between the inner tube 37 and the piston 71.
  • the desired orientation of the blades of the downstream propeller 3 is obtained in the following manner.
  • the chambers 38, 39, 48 of the FFS system 27 are supplied with oil by the three respective lines 23 ', and the pressures sent into them and controlled upstream of the assembly 25, determine the different operating phases of said assembly and as a result, the desired setting of the blades of the downstream propeller 3.
  • the passage in the reverse position of the blades is obtained by continuing the movement of the tubes to the right through the progressive communication of the two chambers 38, 39 of the FFS system by the oblong opening 44 larger than the partition 40.
  • the surplus pressurized oil which reaches the chamber 72 causes the sliding stroke of the piston 71 to continue to the right of the cylinder and the total output of the rod 80, corresponding to the reverse position of the blades.
  • the control assembly 25 with its new architecture achieves the objectives set. Due to the arrangement of the FFS system 27 directly in connection with the fixed housing 24 and the servitudes 23 passing through it, the large lines hydraulic feeders 23 'are immediately connected to the body of the FFS system 27, and no longer pass through the inside of the sheath (FIG. 2). The diameter of the latter can be reduced significantly, since only the diameter of the outer tube is to be passed, which is much smaller than the sum of the three diameters of the large hydraulic lines initially arranged side by side.
  • the thus reduced sheath 26 clears space around it, in particular to allow the arrangement, along the sheath, of electrical harnesses for equipment and other bearing lubrication lines, which lines (hydraulic and electrical) are then accessible and visible and can be connected, no longer blind, but easily and safely from the outside.
  • this space saving by limiting the radial dimension of the sheath makes it possible to define an epicyclic reduction gear 10 having a larger reduction ratio, since the planet shaft 10 'of this gearbox may have a smaller diameter, which increases the reduction ratio of the gearbox.

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  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

L'ensemble (25) relie un carter statique (24) de la turbomachine, dans lequel arrivent des lignes d'alimentation notamment fluidiques (23), aux pales de l'hélice, et comporte : - un système de commande de pas fluidique (27) solidaire du carter statique (24), apte à être relié aux lignes d'alimentation, - un actionneur linéaire (28) à deux chambres séparées par un piston (71) dont le coulissement est imposé par le système de commande et permet la rotation des pales, et - deux tubes concentriques (36, 37) logés dans l'arbre planétaire du réducteur épicycloïdal et reliant le système (27) à l'actionneur (28) en délimitant deux passages fluidiques (45, 48) en liaison respective avec les deux chambres (72, 73) de l'actionneur.

Description

TURBOMACHINE EQUIPEE D'UN ENSEMBLE POUR COMMANDER LA VARIATION DU PAS D'UNE HELICE
La présente invention concerne un ensemble pour commander la variation du pas d'une hélice de turbomachine et plus particulièrement, quoique non exclusivement, l'application d'un tel ensemble à une turbomachine à doublet d'hélices de propulsion contrarotatives amont et aval, la variation de pas de l'hélice aval étant commandée par ledit ensemble.
Les turbomachines à hélices de propulsion concernées sont des turbomoteurs désignés par l'expression anglaise « open rotor » ou « unducted fan », lesquels turbomoteurs font l'objet de nombreux développements notamment en raison de leur moindre consommation de carburant comparativement aux turboréacteurs multiflux en service sur les avions. L'architecture des turbomoteurs open rotor se distingue de celle des turboréacteurs par le fait que la soufflante est, non plus interne, mais externe et qu'elle se compose de deux hélices coaxiales et contrarotatives pouvant être situées en amont ou en aval du générateur de gaz.
L'invention peut également s'appliquer à un turbopropulseur comportant une turbomachine et une hélice, ladite turbomachine étant apte à entraîner ladite hélice en rotation par un réducteur. Un turbopropulseur comporte également un système de gestion de pas de ladite hélice, permettant de gérer le mouvement de calage des pales de l'hélice.
Un turbomoteur 1 à doublet d'hélices contrarotatives amont 2 et aval 3 est représenté schématiquement en regard de la figure 1 et comporte principalement, selon un axe longitudinal central A, deux parties distinctes. Une partie « générateur de gaz » G est située à l'intérieur d'une nacelle cylindrique fixe 4 à carter structural 5, portée par la structure de l'aéronef (comme la partie arrière du fuselage d'un avion), et une partie « propulsion » P avec le doublet d'hélices contrarotatives 2, 3 constituant la soufflante non carénée (« open rotor »). Cette partie P prolonge, dans cet exemple de turbomoteur, la partie générateur de gaz G et la nacelle 4.
La partie générateur de gaz G du turbomoteur 1 comporte usuellement, d'amont en aval selon le sens d'écoulement, par rapport à l'axe A, du flux gazeux F entrant dans la nacelle 4 du turbomoteur, un ou deux compresseurs 7 selon l'architecture du générateur de gaz à simple ou double corps, une chambre annulaire de combustion 8, une ou plusieurs turbines 9 à pression distincte selon ladite architecture, dont l'une d'elles entraîne, par l'intermédiaire d'un réducteur différentiel ou boîtier à trains épicycloïdaux 10 (désigné par l'acronyme anglais PGB pour Power Gear Box) et de façon contrarotative, les arbres concentriques et coaxiaux 11 et 12 des deux hélices amont 2 et aval 3, alignées selon l'axe A du turbomoteur. L'arbre 12 de l'hélice aval, solidaire de la couronne du réducteur, est interne par rapport à l'arbre alors externe 11 de l'hélice amont, solidaire du porte- satellites dudit réducteur. Une tuyère 13 termine de façon usuelle le turbomoteur 1.
Concernant la partie propulsion P, les deux hélices contrarotatives (ou rotors), respectivement amont (avant) 2 et aval (arrière) 3, sont disposées dans des plans parallèles radiaux, perpendiculaires à l'axe A, et comprennent des carters rotatifs à anneaux polygonaux 14, 15 prolongeant la nacelle et dans lesquels sont ménagés des logements cylindriques radiaux 16, 17 régulièrement répartis pour la réception des pieds ou pivots 18, 19 des pales 20, 21 des hélices.
Les carters à anneaux 14, 15 sont respectivement reliés aux arbres d'entraînement 11, 12 tournant dans des sens de rotation inverses par le biais de la turbine et du réducteur 10, ce dernier imposant notamment les sens de rotation inverses aux deux hélices.
Fonctionnellement et brièvement, le flux d'air F entrant dans le turbomoteur 1 est comprimé, puis mélangé à du carburant et brûlé dans la chambre de combustion 8. Les gaz de combustion engendrés passent ensuite dans la partie à turbines 9 pour entraîner en rotation inverse, via le réducteur épicycloïdal 10, les hélices 2, 3 qui fournissent la majeure partie de la poussée. Les gaz de combustion sont expulsés à travers la tuyère 13 augmentant ainsi la poussée du turbomoteur 1.
Par ailleurs, pour permettre le fonctionnement optimal du turbomoteur 1 selon les différentes phases de vol rencontrées, un ensemble de commande fluidique approprié 25 permet de faire varier le calage des pales en cours de vol, c'est-à-dire le pas de chaque hélice contrarotative. Pour cela, les pivots 18, 19 des pales radiales sont entraînés en rotation par leurs ensembles respectifs 25 pour tourner, par rapport à leurs axes B sensiblement perpendiculaires à l'axe longitudinal A, dans les logements radiaux 16, 17. Par exemple, selon l'ensemble, les pales peuvent tourner de + 90° à 30° pour les phases de vol, de + 30° à - 30° pour les phases au sol et de reverse (inversion de poussée), et avoir un retour rapide à 90°, en position drapeau, en cas de dysfonctionnement en vol (panne moteur), pour laquelle les pales sont effacées par rapport à la direction d'avance de l'avion et offrent le moins de traînée possible. L'orientation angulaire entre les positions extrêmes drapeau et reverse est de l'ordre de 120°.
Seul l'ensemble 25 de commande des pales de l'hélice aval 3 est montré schématiquement sur la figure 1 et plus en détail sur la figure 2.
A partir d'un carter d'échappement statique 24 du turbomoteur 1 à l'intérieur duquel arrivent radialement des lignes ou canalisations de servitudes 23, telles que des lignes d'alimentation fluidiques (dans l'application, hydrauliques) et électriques destinées notamment au fonctionnement de l'ensemble 25 de l'art antérieur, ce dernier comprend usuellement d'amont en aval, un fourreau cylindrique 26, servant à acheminer les lignes d'alimentation 23, puis un système de commande de pas fluidique 27 définissant les bornes de fonctionnement de la géométrie des pales de l'hélice, puis un actionneur linéaire 28 transmettant le mouvement axial imposé par le système 27 par des tubes concentriques 36, 37 dont les passages internes mettent en communication, selon les phases choisies, les chambres du système à celles de actionneur délimitées par un piston.
A Γ actionneur est également associé un mécanisme de liaison 29 reliant la partie mobile de actionneur aux pivots 19 des pales 21 transformant ainsi le coulissement du piston de actionneur (imposé par le système via les tubes), en une rotation des pales de l'hélice aval autour des axes. L' actionneur 28 est situé sensiblement à l'aplomb du moyeu de l'hélice aval 3 pour faciliter la transmission de mouvement de sa partie mobile coulissante aux pivots rotatifs des pales de l'hélice aval.
Dans la suite de la description, le système de commande de pas fluidique 27 sera désigné système FFS correspondant à l'acronyme anglais Flight Fine Stop pour les trois phases de fonctionnement ci-dessus de l'ensemble. Comme on le voit sur les figures 1 et 2, le fourreau cylindrique 26 est relié mécaniquement, en amont, au carter statique 24 du générateur de gaz G et, en aval, au système de commande de pas FFS 27 menant à l'actionneur 28. Pour cela, le fourreau est logé, selon l'axe A, dans l'arbre interne 12 en passant également à l'intérieur du réducteur épicycloïdal 10. Pour le fonctionnement du système FFS 27 selon les phases spécifiques ci-dessus, parmi les lignes 23, trois lignes d'alimentation en lubrifiant (huile) 23' courent à l'intérieur du fourreau 26. Ces lignes 23' sont alimentées depuis une source fluidique de lubrifiant non représentée, située dans le carter structural 5, côté nacelle, et passent par des bras radiaux pour aboutir dans la partie générateur de gaz G.
En plus de ces lignes 23' du système de commande FFS 27 transitent, dans le fourreau 26, des lignes de lubrification 23" pour différents paliers, comme le palier inter-arbres 30 représenté en partie sur la figure 2, et celui 31 situé entre le fourreau 26 et l'arbre interne 12 de l'hélice aval, ainsi que des lignes de servitudes électriques 23" ' destinées aux capteurs de l'actionneur 28 et à d'autres équipements électriques aval.
On se rend donc compte de la multitude de lignes hydrauliques et électriques passant à l'intérieur de ce fourreau 26 pour alimenter notamment le système de variation à bornes FFS 27 pour le fonctionnement du vérin 28, ainsi que les lubrifications en huile des paliers concernés.
Cela implique un fourreau 26 ayant un diamètre d'encombrement en conséquence pour y faire cheminer toutes les lignes, d'autant plus que le diamètre des lignes d'alimentation 23' du système FFS 27 est important en raison des débits et pressions nécessaires, comme le montre la coupe CP sur la figure 2. Ce fourreau 26 impose à son tour un diamètre minimal pour la définition de l'arbre planétaire 10' (celui coopérant avec l'arbre 32 de la turbine de puissance pour entraîner en rotation le réducteur 10) du réducteur épicycloïdal différentiel 10 puisque ce fourreau 26 passe à l'intérieur de l'arbre planétaire 10'. Ainsi, l'intégration même du réducteur 10 pose problème par l'espace important occupé par le fourreau 26 au cœur du turbomoteur 1.
On cherche donc à concevoir un ensemble de commande de pas d'hélice dont les lignes d'alimentation et le fourreau 26 présentent un encombrement restreint. En particulier, on cherche à ce que le diamètre de passage nécessaire pour que ces éléments passent à l'intérieur de l'arbre planétaire 10' du réducteur épicycloïdal 10 soit réduit.
Un inconvénient résultant de l'encombrement élevé du planétaire 10' et de la conception propre aux open rotors, qui découle du diamètre imposé par les lignes d'alimentation et le fourreau 26, est qu'il peut être difficile, voire impossible, de respecter le rapport de réduction du réducteur 10 dans l'espace imparti, étant donné que le diamètre extérieur du réducteur 10 est limité par la veine d'écoulement du flux gazeux passant autour du réducteur 10.
Enfin, cette architecture (fourreau 26, système FFS 27 et actionneur 28) de l'ensemble de commande fluidique 25 présente de plus un autre problème au niveau des connexions des lignes d'alimentation hydraulique et des harnais électriques qui s'effectuent en aveugle, avec les raccords du système FFS de l'ensemble s'engageant dans des raccords des lignes et harnais situés à l'intérieur du fourreau 26, donc non visibles. Une solution à ce problème a été cependant présentée dans la demande de brevet français du demandeur FR 1256923.
Une solution analogue a été présentée dans les documents WO- 2012-131271-A1 et EP-2384967-A2
La présente invention a pour but d'apporter une solution à ces différents problèmes.
A cet effet, elle concerne un ensemble de commande fluidique pour varier le pas d'une hélice de turbomachine, telle qu'une turbomachine comportant un réducteur épicycloïdal entraîné par l'arbre planétaire lié à une turbine de puissance de la turbomachine, ledit ensemble reliant un carter statique amont de la turbomachine, dans lequel arrivent des lignes d'alimentation fluidique et électrique, aux pales de l'hélice aval, caractérisé en ce qu'il comporte d'amont en aval un système de commande de pas fluidique solidaire du carter statique, définissant les bornes de fonctionnement de la géométrie des pales de l'hélice aval et apte à être relié aux lignes d'alimentation, puis un actionneur linéaire à deux chambres séparées par un piston dont le coulissement est imposé par le système de commande et permet la rotation des pales, ledit système étant relié à l'actionneur par l'intermédiaire de deux tubes concentriques logés dans l'arbre planétaire du réducteur épicycloïdal et délimitant deux passages fluidiques en liaison respective avec les deux chambres de l'actionneur.
Selon l'invention, l'ensemble présente ainsi un encombrement réduit et permet d'avoir un réducteur de diamètre réduit.
Des dispositions comportant des tubes concentriques sont connues des documents WO 98/22340 et GB-2254893-A mais dans le domaine des hélices conventionnelles, sans aucune prise en considération des problèmes d'encombrement du réducteur.
Ainsi, grâce à la nouvelle architecture de l'ensemble, on raccorde directement selon l'invention les lignes au système FFS, si bien que l'encombrement de l'ensemble, au niveau du réducteur peut être fortement réduit puisque dépourvu maintenant des lignes fluidiques nécessaires au système FFS (d'autant plus que ces lignes sont de diamètre conséquent). Le diamètre extérieur des tubes concentriques est bien entendu nettement inférieur aux trois diamètres distincts des lignes d'alimentation du système FFS, passant initialement dans le fourreau.
En outre, le problème lié au réducteur et notamment au rapport de réduction de celui-ci ne se pose plus, l'espace gagné permettant d'une part, de réduire le diamètre du planétaire et d'augmenter ainsi le rapport de réduction, et d'autre part, de faciliter l'intégration du réducteur.
Dans un exemple préféré de réalisation, le système de commande fluidique est agencé à l'intérieur du carter statique et comporte un corps creux solidaire du carter et à l'intérieur duquel sont reçus les deux tubes concentriques coulissants respectivement externe et interne, et des chambres internes délimitées par le corps et les tubes et en liaison respective avec les lignes d'alimentation pour commander, par le coulissement des tubes et du piston de l'actionneur, l'orientation des pales de l'hélice, selon les phases de fonctionnement de la turbomachine.
Par exemple, le corps creux comprend deux chambres adjacentes séparées par une cloison et traversées par le tube externe, les deux chambres communiquant, par une ouverture ménagée sur le tube externe, avec le passage annulaire prévu entre les deux tubes et débouchant dans l'une des chambres de l'actionneur, d'un côté du piston, et une troisième chambre en liaison avec le passage fluidique du tube interne et débouchant dans l'autre chambre de l'actionneur, de l'autre côté du piston.
En particulier, les deux tubes coulissants externe et interne sont guidés et maintenus entre eux par un manchon annulaire, à l'une de leurs extrémités, tandis que leurs autres extrémités sont liées au piston de l'actionneur.
Dans une réalisation préférée, l'ensemble est aménagé dans un fourreau solidaire du corps cylindrique fixe du système de commande fluidique à son extrémité amont, le fourreau est supporté sur sa longueur par au moins un palier, et le fourreau est également logé dans l'arbre planétaire du réducteur épicycloïdal. Un tel fourreau diffère de l'art antérieur en ce qu'il ne contient pas exactement les mêmes lignes d'alimentation. Le mot fourreau dans la suite de la description désigne un tel fourreau.
Le fourreau sert alors d'arbre statique intermédiaire entre le système FFS et l'actionneur en protégeant les tubes de liaison et d'alimentation fluidique s'étendant entre le système et l'actionneur.
De plus, puisque le fourreau a un diamètre inférieur car étant dépourvu des lignes hydrauliques de gros diamètres du système FFS, les lignes de lubrification de paliers et/ou électriques, au moins pour certaines de celles-ci, voire pour toutes, peuvent être agencées le long de l'extérieur du foureau du fait de l'espace environnant gagné par la réduction de diamètre du fourreau. Ainsi, la connexion des lignes avec des pièces et autres équipements s'effectue de façon visible et, donc, sûre.
Avantageusement, le fourreau présente, en périphérie extérieure, des surépaisseurs radiales, locales, pour le support d'un palier, entre lesquelles peuvent passer, le long du fourreau, des lignes d'alimentation hydraulique et/ou électrique en direction de paliers et/ou d'équipements.
Selon une autre caractéristique de l'ensemble, l'actionneur est fixe en translation et solidaire d'un carter tournant de l'hélice, et le piston coulissant auquel sont reliés les tubes du système de commande, est lié à un mécanisme à bielles ou analogues articulé aux pivots des pales de l'hélice à orienter, montées sur le carter à anneau de celle-ci. Aussi, pour permettre le changement de repère entre les tubes coulissants du système de commande et l'actionneur rotatif, des paliers sont prévus d'une part entre le tube externe et le piston et, d'autre part, entre le tube interne et le piston.
Selon encore une autre caractéristique, le carter statique comporte un carter extérieur et dans celui-ci un carter aérodynamique pour le passage du flux gazeux et ayant des bras radiaux pour le passage des lignes d'alimentation en direction du système de commande, entre le carter aérodynamique et le système de commande étant prévu un collecteur pour réunir les lignes d'alimentation sur un support cylindrique et définir avec ce dernier et des cloisons transversales amont et aval, une enceinte de ventilation avec le flux gazeux et, sous le support, une enceinte de récupération de lubrifiant issu du système de commande.
L'invention concerne également une turbomachine notamment pour aéronef, du type comportant une partie générateur de gaz et une partie de propulsion à doublet d'hélices coaxiales et contrarotatives amont et aval, et des ensembles pour commander la variation du pas des hélices amont et aval en fonction des phases de fonctionnement de la turbomachine.
Avantageusement, l'ensemble pour commander la variation du pas de l'hélice aval est tel que défini ci-dessus.
Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée.
La figure 1 est une vue schématique en coupe longitudinale d'un turbomoteur à doublet d'hélices contrarotatives respectivement amont et aval, et incorporant schématiquement un ensemble de commande fluidique pour la variation du pas de l'hélice aval, selon l'art antérieur.
La figure 2 est une vue en coupe axiale agrandie de la figure 1 montrant l'ensemble de commande fluidique selon l'art antérieur avec l'agencement de ses composants, comportant une coupe transversale CP montrant les lignes d'alimentation hydraulique et électrique transitant par le fourreau et une coupe transversale d'une pale 21 montrant son profil. La figure 3 est une vue en coupe axiale, conformément à l'invention, de l'ensemble de commande fluidique pour la variation du pas de l'hélice aval, montrant notamment l'agencement de ses composants.
La figure 4 montre, en perspective partielle, un carter statique avec les lignes d'alimentation le traversant et aboutissant au système FFS de l'ensemble de commande, situé à l'intérieur de ce carter.
La figure 5 est une vue en coupe longitudinale du carter statique et du système FFS.
La figure 6 montre, en coupe longitudinale, le fourreau selon l'invention faisant partie de l'ensemble de commande, agencé entre le système FFS et l'actionneur linéaire.
La figure 7 montre, en coupe longitudinale, l'actionneur linéaire tel qu'un vérin, auquel sont liés les tubes du système FFS, et dont le coulissement entraîne la variation angulaire des pales de l'hélice aval par un mécanisme de liaison intermédiaire.
Dans la suite de la description, l'invention est expliquée sur un exemple d'une turbomachine à hélices contrarotatives, mais l'invention peut également s'appliquer à un turbopropulseur.
Sur la figure 3 représentant, selon l'invention, l'ensemble de commande 25 pour modifier le pas des pales 21 de l'hélice aval 3 du turbomoteur 1, le système de commande fluidique (hydraulique) FFS 27, le fourreau 26 et l'actionneur linéaire 28, tel qu'un vérin hydraulique, sont agencés dans cet ordre selon l'axe A, d'amont en aval du turbomoteur 1 par rapport au sens du flux gazeux, depuis le carter statique 24 d'où proviennent les lignes de servitude 23 d'alimentation en lubrifiant et électrique jusqu'au vérin 28 auquel est associé un mécanisme à bielles 29 (voir figure 2) qui peut faire tourner les pales sur leurs pivots et, ainsi, faire varier leur calage selon les phases de fonctionnement demandées.
Le système FFS 27 comporte structurellement, comme le montrent les figures 3, 4 et 5, un corps creux 35. Ce corps creux 35 est de forme généralement cylindrique à passage traversant et centré sur l'axe A. Le corps 35 est fixé avantageusement au carter statique 24. A l'intérieur du passage du corps 35 sont prévus deux tubes concentriques coulissants respectivement 36 externe et interne 37. Deux chambres adjacentes gauche 38 et droite 39 sont ménagées entre le corps et le tube externe en étant séparées par une cloison transversale 40 correspondant à un épaulement interne du corps qui contribue aussi au guidage du tube externe par rapport au corps. Des lignes (ou canalisations) d'alimentation en huile 23' sont raccordées au corps pour communiquer avec les chambres. Sur les figures 3-5, la ligne d'alimentation 23' de la chambre de gauche 38 n'est pas visible, seul l'orifice d'accès 41 à cette chambre et ménagé dans le corps est représenté. En revanche, la ligne d'alimentation 23' de la chambre de droite 39 est représentée avec le raccord 42 fixé au corps.
Par ailleurs, dans la paroi 43 du tube externe 36 est ménagée une ouverture oblongue 44 qui se trouve, dans la représentation illustrée correspondant à la position drapeau (figure 4), dans la chambre de gauche 38, et qui donne dans un passage annulaire 45 prévu entre les deux tubes. Cette ouverture oblongue 44 a une longueur supérieure à la longueur de la cloison de séparation 40, pour permettre le passage d'une position quasi-reverse des pales, à une position reverse des pales. Le changement de position est obtenu par un jeu de pressions entre les deux chambres 38 et 39 mises en communication par l'ouverture oblongue 44 grâce au coulissement des tubes.
Les deux chambres 38, 39 communiquent, par une ouverture 44 ménagée sur le tube externe 36, avec le passage fluidique annulaire 45 qui est prévu entre les deux tubes 36, 37 et qui débouche dans l'une des chambres de l'actionneur 28, à savoir la chambre amont 72, d'un côté d'un piston 71 de l'actionneur 28.
Une troisième chambre 47 en liaison avec le passage fluidique 48 du tube interne 37
Une troisième chambre 47 est prévue dans le corps 35 en liaison avec le passage fluidique central 48 du tube interne 37, qui débouche dans l'autre chambre 73 de l'actionneur, de l'autre côté du piston 71.
Pour amener le fluide hydraulique dans ce tube, un capot 49 est fixé du côté amont du corps et enveloppe les extrémités amont 36', 37' des tubes 36, 37, lesquelles font saillie du corps. Une ligne ou canalisation d'alimentation hydraulique 23' provenant du carter est raccordée au capot par un orifice d'accès 34 ménagé dans celui-ci. L'huile arrivant par la ligne 23' communique par l'orifice 34 avec un espace annulaire définissant la troisième chambre 47 délimitée entre le capot 49 et le tube externe 36 pour parvenir au passage fluidique central 48 du tube interne. Par ailleurs, pour garantir la coaxialité et le guidage des tubes entre eux, il est prévu un manchon de guidage 46 entre ceux-ci situé au niveau des extrémités amont 36', 37' des tubes entourées par le capot. Le manchon 46 est lié au fond du capot 49 et des trous 90 sont ménagés dans la partie du manchon faisant saillie des extrémités des tubes. Ainsi, la communication fluidique entre l'espace annulaire 47 et le passage central 48 est établie.
Quant aux extrémités aval 36", 37" des tubes, elles sont liées au piston du vérin, comme on le verra plus loin.
Comme l'illustrent les figures 3 et 4, le carter statique 24, à travers lequel passent les différentes lignes hydrauliques et électriques 23 (ces dernières sous forme de harnais 23' ") issues du carter structural 5, comporte, radialement de l'extérieur vers l'intérieur , un carter extérieur 50, un carter aérodynamique 51 et un collecteur 52.
En particulier, le carter extérieur 50 définit la ligne géométrique de carter externe et permet de connecter les lignes de servitude 23 provenant d'équipements amont du turbomoteur. Le carter aérodynamique 51 définit les parois cylindriques externe 53 et interne 54 de veine intérieure 55 des turbines et comporte des bras radiaux 56, 57 reliant les parois entre elles. Comme on le voit sur la figure 4, des bras radiaux épais 56 permettent de faire transiter à l'intérieur les différentes lignes 23 et des bras radiaux minces 57 assurent la fonction aérodynamique pour l'orientation du flux d'air dans la veine 55.
Entre ce carter aérodynamique 51 et le système FFS 27, se trouve le collecteur annulaire 52 qui permet de réunir et de maintenir sur un support cylindrique intermédiaire 58, les lignes de servitude 23', 23", 23" ' visibles sur la figure 4 provenant des bras radiaux épais 56. Le collecteur annulaire 52 achemine les lignes de servitude 23', 23", 23" ' vers l'ensemble 25, notamment vers le corps du système en minimisant leurs encombrements. Une cloison transversale amont 60 et une cloison transversale aval 61 sont rapportées fixement au support cylindrique 58. Comme le montrent les figures 3 et 5, la cloison amont 60 est fixée à sa périphérie extérieure au carter aérodynamique 51, tandis que sa périphérie intérieure est solidaire du capot 49 du système FFS 27, et la cloison aval 61 est fixée en périphérie extérieure au carter aérodynamique 51 et solidaire en périphérie intérieure du corps 35 du système FFS.
Ainsi, on voit que deux enceintes annulaires respectivement externe 62 et interne 63 sont ménagées entre les cloisons 60,61 et le support 58. L'enceinte externe 62, en communication avec la veine 55, forme une enceinte de ventilation pour l'environnement immédiat et l'enceinte interne 63 forme une enceinte de récupération d'huile pouvant provenir du système FFS 27. Par ailleurs, la cloison aval 61 permet également de définir la purge pour le refroidissement des disques de la turbine, et aussi de définir la frontière entre le carter statique 24 et le système FFS 27.
On remarque aussi que le système FFS 27 est logé à l'intérieur du collecteur (carter statique 24), de sorte qu'il est ainsi au plus près des lignes pour y être raccordé au mieux, et que ce nouvel agencement de l'ensemble 25 gagne axialement en compacité, comme on peut le voir en comparant la figure 2, où le carter 25, le fourreau 26, le système FFS 27 et l'actionneur 28 sont alignés les uns à la suite des autres, avec la figure 3, où, d'amont en aval, le carter et le système FFS 27 sont intégrés l'un dans l'autre, puis suivis du fourreau 26 et de l'actionneur 28.
Les trois lignes d'alimentation en huile 23' destinées aux trois chambres 38, 39, 47 du système FFS 27 sont avantageusement directement raccordées à ce dernier, depuis le collecteur 52. Ainsi, ces lignes qui présentent un diamètre significatif (figure 4) en raison des débits et pressions nécessaires, ne transitent plus par le fourreau 26.
Comme les lignes d'alimentation arrivent directement au corps 35 du système FFS 27, sans passer par le fourreau 26, seuls passent dans ce dernier les tubes 36, 37 délimitant les passages hydrauliques pour la commande du vérin. Ces tubes concentriques 36,37, l'un dans l'autre, sont ainsi diamétralement plus petits (diamètre égal au tube externe) que les trois lignes d'alimentation distinctes 23' (disposées côte- à-côte, coupe CP de la figure 2) parcourant le fourreau selon l'art antérieur. De la sorte, le fourreau 26 a un diamètre largement inférieur. A titre d'exemple, le diamètre du fourreau 26 pour une architecture de l'art antérieur (figure 2) passe d'un diamètre de 100 mm à un diamètre de 60 mm avec la nouvelle architecture de l'ensemble selon l'invention (figure 3). En particulier, le fourreau 26 est statique et il comporte une extrémité amont 26', fixée à la cloison ou flasque aval 61 du collecteur, qui entoure le corps cylindrique 35 du système FFS 27. Du côté opposé, le fourreau 26 comporte une extrémité aval 26" . Le fourreau 26 se trouve à proximité du vérin 28, sans être lié à ce dernier, puisque, comme on le verra plus loin, dans la réalisation de l'ensemble de commande fluidique 25 de l'invention, le vérin linéaire 28 est aussi rotatif, solidaire du rotor portant l'hélice aval 3.
Par ailleurs, compte tenu de la longueur de ce fourreau 26 (supérieur au mètre) entre le carter statique 24 et l'hélice aval 3, au moins un palier supporte le fourreau en partie médiane de celui-ci. On voit, sur la figure 3 (axialement tronquée en raison de cette longueur) et la figure 6, que des surépaisseurs radiales, locales 67 sont avantageusement prévues de façon régulièrement répartie sur l'extérieur du fourreau 26. Autour des surépaisseurs est monté le palier 31 par sa bague interne 3 , la bague externe non représentée étant au contact de l'arbre interne d'entraînement 12 de l'hélice aval 3. On a aussi schématisé sur la figure 3, le réducteur 10 coopérant par l'arbre planétaire 10' avec l'arbre de turbine 32 qui entoure le fourreau 26, et les arbres 11, 12 des hélices, liés au réducteur.
Entre les surépaisseurs 67 peuvent ainsi passer des lignes d'alimentation par exemple électriques 23" ' sous forme de harnais (en trait mixte sur la figure 6), issues du carter statique 24 et s'étendant ensuite autour de l'extérieur du corps 35 du système FFS 27, puis du fourreau 26 pour passer entre les surépaisseurs 67 et alimenter des équipements électriques aval non représentés. Des lignes de lubrification hydrauliques 23" pour des paliers (par exemple le palier inter- arbres) peuvent suivre ce cheminement le long du fourreau et ainsi contribuer à la diminution diamétrale de ce dernier. On pourrait également faire passer entre le tube externe 36 et le fourreau 26 d'autres lignes de lubrification.
En ce qui concerne le vérin 28 de l'ensemble de commande 25, représenté notamment sur les figures 3 et 7, le cylindre ou partie externe 70 de celui-ci est fixe en translation, selon l'axe A, et solidaire d'un carter rotatif non visible du turbomoteur, en l'occurrence un carter rotatif de l'hélice aval. Le piston 71 du vérin, mobile en translation par le système FFS 27, sépare l'intérieur du cylindre en deux chambres respectivement amont 72 et aval 73 et est également rotatif, comme on le verra ci- après.
Dans la chambre amont 72 du vérin débouche le passage annulaire 45 des tubes concentriques du système 27. Le tube externe 36 est entouré à son extrémité 36" logée dans la chambre amont, d'un capot externe 74 qui est fixé au piston par des éléments non représentés. Des trous 75 ménagés dans le capot mettent en communication le passage annulaire 45 des tubes débouchant dans l'intérieur du capot 76, avec la chambre amont 72 du vérin.
Dans la chambre aval 73 du vérin débouche le passage central 48 du tube interne 37, au-delà d'une cloison 77 séparant fluidiquement le passage annulaire 45 des tubes du passage central 48 axial du tube interne. Ce dernier émerge donc du tube externe, traverse axialement la cloison 77 et débouche par son extrémité 37" dans une cavité interne 78 du piston 71. Le passage central 48 du tube interne 37 communique avec la chambre aval 73 du vérin par des trous 79 ménagés dans le piston entre la cavité 78 et la chambre aval 73.
Le piston se prolonge, du côté de la chambre aval, vers l'extérieur du cylindre par la tige 80 solidaire du piston à laquelle est lié le mécanisme à bielles 29 de l'ensemble 25. Les bielles 29 de l'ensemble 25 sont articulées aux pivots ou axes 19 des pales 21 pour modifier leur orientation autour des axes B (figure 1) en fonction de la position de la tige 80. Le piston 71 et sa tige 80 sont ainsi liés en rotation au carter à anneau 15 de l'hélice aval 3 par le mécanisme à bielles 29. Le vérin linéaire 28 est ainsi rotatif.
Deux paliers (roulements) sont prévus entre le vérin 28 et respectivement les tubes coulissants 36, 37 du système FFS 27 pour permettre la rotation du piston par rapport aux tubes et ainsi le changement de repère entre le repère statique du carter 24 et le repère tournant de l'hélice. L'un 81 est disposé entre le tube externe 36 et le capot 74 solidaire du piston 71. L'autre 82 est disposé dans la cavité 78, entre le tube interne 37 et le piston 71. Ainsi, la rotation du vérin 28 (cylindre et piston) et le coulissement du piston 71 par rapport au cylindre 70 imposé par l'huile sous pression circulant dans les chambres du corps par les passages 45 et 48 des tubes peuvent s'effectuer sans problème. Les fonctions de contrôle de la course axial du système FFS (tubes) sont ainsi dissociées du vérin qui assure le transfert de mouvement proprement dit. La séparation des fonctions entre le vérin et le système est obtenue. Les paliers assurent le changement de repères. Dans l'agencement antérieur, on rappelle que les tubes du système sont rotatifs et que seule la partie mobile en translation du vérin est rotative.
Sans entrer dans une description détaillée du fonctionnement du système FFS qui ne fait pas partie ici de l'invention, on rappelle que l'orientation souhaitée des pales de l'hélice aval 3 est obtenue de la façon suivante. Les chambres 38, 39, 48 du système FFS 27 sont alimentées en huile par les trois lignes respectives 23', et les pressions envoyées dans celles-ci et commandées en amont de l'ensemble 25, déterminent les différentes phases de fonctionnement dudit ensemble et, par suite, le calage souhaité des pales de l'hélice aval 3.
Ainsi, l'alimentation en huile de la chambre amont 72 du vérin 28, à partir de la chambre de gauche 38 du corps, de l'ouverture 44 et du passage annulaire 45, imprime au piston 71 sa course de coulissement vers la droite (sortie de la tige 80 du vérin) et, simultanément celui des tubes 36, 37, ce qui correspond aux phases de vol et de roulage au sol, avec une orientation des pales, via le mécanisme à bielles 29, depuis la position drapeau jusqu'à une position quasi-reverse.
Le passage en position reverse des pales est obtenu par la poursuite du déplacement des tubes vers la droite grâce à la mise en communication progressive des deux chambres 38, 39 du système FFS par l'ouverture oblongue 44 plus grande que la cloison 40. Le surplus d'huile pressurisée qui parvient dans la chambre 72 entraîne la poursuite de la course de coulissement du piston 71 vers la droite du cylindre et la sortie totale de la tige 80, correspondant à la position reverse des pales.
Le retour rapide dans la position de mise en drapeau des pales est obtenu par l'alimentation en huile issue du passage central ou chambre 48 du système FFS 27, de la chambre aval 73 du vérin 28. Le piston 71 est totalement repoussé (course retour) vers la gauche du cylindre (figure 7).
L'ensemble de commande 25 avec sa nouvelle architecture atteint les objectifs fixés. Du fait de l'agencement du système FFS 27 directement en liaison avec le carter fixe 24 et les servitudes 23 transitant par celui-ci, les grosses lignes d'alimentation hydrauliques 23' sont raccordées immédiatement sur le corps du système FFS 27, et ne passent plus par l'intérieur du fourreau (figure 2). Le diamètre de ce dernier peut être alors réduit significativement, puisque seul le diamètre du tube externe est à passer, diamètre qui est fortement moindre que la somme des trois diamètres des grosses lignes hydrauliques agencées initialement côte-à-côte.
Par ailleurs, le fourreau 26 ainsi réduit dégage de l'espace autour de celui-ci, notamment pour permettre l'agencement, le long du fourreau, de harnais électriques à destination d'équipements et d'autres lignes de lubrification des paliers, lesquelles lignes (hydrauliques et électriques) sont alors accessibles et visibles et peuvent ainsi être raccordées, non plus en aveugle, mais de manière aisée et sûre depuis l'extérieur. Et surtout, ce gain d'espace par la limitation de la dimension radiale du fourreau permet de définir un réducteur épicycloïdal 10 ayant un plus grand rapport de réduction, puisque l'arbre planétaire 10' de ce réducteur peut avoir un diamètre plus petit, ce qui augmente le rapport de réduction du réducteur.

Claims

REVENDICATIONS
1. Turbomachine (1) comportant un réducteur épicycloïdal entraîné par un arbre planétaire lié à une turbine de puissance de ladite turbomachine (1), comportant un ensemble (25) de commande nuidique pour varier le pas d'une hélice (3) aval de la turbomachine (1), ledit ensemble reliant un carter statique amont (24) de la turbomachine (1), dans lequel arrivent des lignes (23) d'alimentation fluidique et électrique, aux pales (21) de l'hélice aval (3), caractérisé en ce qu'il comporte, d'amont en aval, un système de commande de pas fluidique (27), solidaire du carter statique (24), définissant les bornes de fonctionnement de la géométrie des pales (21) de l'hélice aval (3) et apte à être relié aux lignes (23) d'alimentation, puis un actionneur linéaire (28) à deux chambres (72, 73) séparées par un piston (71) dont le coulissement est imposé par le système de commande (27) et permet la rotation des pales (21), ledit système étant relié à l'actionneur (28) par l'intermédiaire de deux tubes concentriques (36, 37) logés dans l'arbre planétaire (10') du réducteur épicycloïdal (10) et délimitant deux passages fluidiques (45, 48) en liaison respective avec les deux chambres (72, 73) de l'actionneur (28).
2. Turbomachine (1) selon la revendication 1, caractérisée en ce que le système (27) est agencé à l'intérieur du carter statique (24) et comporte un corps creux (35) solidaire du carter et à l'intérieur duquel sont reçus les deux tubes concentriques coulissants respectivement externe (36) et interne (37), et des chambres internes délimitées (38,39,47) par le corps (35) et les tubes (36,37) et en liaison respective avec les lignes d'alimentation (23) pour commander, par le coulissement des tubes (36, 37) et du piston (71) de l'actionneur (28), l'orientation des pales de l'hélice (3), selon les phases de fonctionnement de la turbomachine.
3. Turbomachine (1) selon la revendication 2, caractérisé en ce que le corps creux (35) comprend deux chambres adjacentes (38,39) séparées par une cloison (40) et traversées par le tube externe (36), les deux chambres communiquant, par une ouverture (44) ménagée sur le tube externe (36), avec le passage fluidique annulaire (45) prévu entre les deux tubes (36,37) et débouchant dans l'une (72) des chambres de l'actionneur, d'un côté du piston, et une troisième chambre (47) en liaison avec le passage fluidique (48) du tube interne (37) et débouchant dans l'autre chambre (73) de l'actionneur, de l'autre côté du piston.
4. Turbomachine (1) selon la revendication 3, caractérisée en ce que les deux tubes coulissants externe (36) et interne (37) sont guidés et maintenus entre eux par un manchon annulaire (46), à l'une de leurs extrémités, tandis que leurs autres extrémités sont liées au piston de l'actionneur (28).
5. Turbomachine (1) selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que l'ensemble (25) comporte un fourreau (26) fixé en aval du corps fixe (35) du système de commande fluidique (27), le fourreau (26) étant supporté sur sa longueur par au moins un palier (31), une extrémité aval (26") du fourreau (26) étant située en amont et à proximité de l'actionneur (28), et le fourreau (26) étant logé dans l'arbre planétaire du réducteur épicycloïdal.
6. Turbomachine (1) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que le fourreau (26) présente, en périphérie extérieure, des surépaisseurs radiales, locales (67) pour le support d'un palier, entre lesquelles peuvent passer, le long du fourreau (26), des lignes d'alimentation hydraulique et/ou électrique (23", 23" ') en direction de paliers et/ou d'équipements.
7. Turbomachine (1) selon l'une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que l'actionneur (28) est rotatif, le cylindre (70) fixe en translation étant solidaire d'un carter tournant de l'hélice (3), et le piston coulissant (71) auquel sont reliés les tubes (36,37) du système de commande (27), est lié à un mécanisme à bielles ou analogues (29) articulé aux pivots (19) des pales (21) à orienter, montés sur un carter à anneau (15) de l'hélice.
8. Turbomachine (1) selon l'une des revendications 1 à 7, caractérisée en ce que, pour permettre le changement de repère entre les tubes coulissants (36,37) du système de commande (27) et l'actionneur rotatif (28), des paliers (81,82) sont prévus d'une part entre le tube externe (36) et le piston (71) et, d'autre part, entre le tube interne (37) et le piston.
9. Turbomachine (1) selon l'une des revendications 1 à 8, dans lequel le carter statique (24) comporte un carter extérieur (50) et dans celui-ci un carter aérodynamique pour le passage du flux gazeux, et ayant des bras radiaux (56,57) pour le passage des lignes d'alimentation (23) en direction du système de commande (27), entre le carter aérodynamique et le système de commande étant prévu un collecteur (52) pour réunir les lignes d'alimentation sur un support cylindrique (58) et définir avec ce dernier et des cloisons transversales amont (60) et aval (61), une enceinte de ventilation (62) avec le flux gazeux et, sous le support, une enceinte de récupération (63) de lubrifiant issu du système de commande.
10. Turbomachine (1) notamment pour aéronef, du type comportant une partie générateur de gaz (G) et une partie de propulsion (P) à doublet d'hélices coaxiales (2, 3) et contrarotatives amont et aval, et des ensembles (25) pour commander la variation du pas des hélices amont (2) et aval (3) en fonction des phases de fonctionnement de la turbomachine (1) selon l'une des revendications 1 à 9.
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