WO2017182734A1 - Système d'actionnement de pas pour une hélice de turbomachine - Google Patents

Système d'actionnement de pas pour une hélice de turbomachine Download PDF

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WO2017182734A1
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Huguette DE WERGIFOSSE
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Safran Aircraft Engines
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    • F05D2270/60—Control system actuates means
    • F05D2270/62—Electrical actuators

Definitions

  • the actuation system must not only be able to provide the step control function but also the blade feathering backup function.
  • the step actuation system therefore comprises an auxiliary system for the emergency function. Failure related to hydraulic leakage, a common mode between the pitch control system and the auxiliary system, must be covered. In the absence of a source of pressure, it is essential to add counterweights to the blades to ensure the feathering function.
  • the second problem (problem B) concerns the feathering function, which must be ensured even after a failure of the step control means.
  • the third problem (problem C) concerns the risk of blockage of the moving part of the actuator.
  • the rotation of a blade of the propeller is obtained by the translation of a eccentric at the foot of the blade.
  • Axial locking of the hydraulic cylinder is considered a failure.
  • This electromechanical concept may require no mechanical energy from the turbomachine.
  • the cases of failure of the loss of engine power and the engine at rest can therefore be provided via a protective housing by the nominal electromechanical system without any additional device.
  • This electromechanical concept also makes it possible to cover the overspeed case and the failure of the FADEC without any additional device.
  • the system according to the invention may comprise one or more of the following features, taken separately from each other or in combination with each other:
  • said decoupling means comprise at least one ring and two bearings with angular contact bearings, a first angular contact bearing being mounted between the ring and the nut and a second angular contact bearing being mounted between the ring and the member; ; the redundancy of the contact bearing oblique can cover the case of seizing the bearing. Indeed, in the absence of redundancy, the seizing of this bearing would cause the breakage of the system, and for example anti-rotation means of the transmission screw,
  • the second angular contact bearing comprises an inner ring mounted on a sleeve comprising a blind orifice for receiving an end of the member,
  • the rotational locking means are carried by a housing of the actuator and cooperate with the nut.
  • the rotor of the control means is connected to the transmission screw by a gearbox, for example a sun gear,
  • a planet carrier of the gearbox is guided in rotation by a pair of angular contact bearings and inverted,
  • control means comprise at least two resolvers
  • the present invention also relates to a turbomachine, such as a turboprop, comprising a propeller whose blades are variable pitch and a system as described above, wherein the first nut cooperates with eccentric provided on support plates and rotation of the blades.
  • a turbomachine such as a turboprop
  • a propeller whose blades are variable pitch and a system as described above, wherein the first nut cooperates with eccentric provided on support plates and rotation of the blades.
  • each blade comprises an eccentric 20 This is integrally connected to the plate 1 6 and an actuating system 22 can move it in rotation about the axis B.
  • the displacement of the eccentric 20 causes a rotational movement of the plates 16 and therefore the blades 14 around B.
  • Each blade 14 can be wedged at a given pitch or position about its axis B, between two extreme positions, one of which, called feathering, corresponds to the case where the rope of the cross-section of the blade extends substantially parallel to the axis A.
  • Figure 1 shows an electromechanical actuation system.
  • the rotation of the transmission screw 26 causes a displacement in translation of the nut 28 along the axis A.
  • the rotation of the transmission screw 26 thus causes a translation of the nut 28, which in turn causes a displacement of the eccentrics 20 and a rotation of the blades 14 with respect to the axis B.
  • the arrow X represents the axial displacement of the nut along the axis A and the arrow ⁇ ' represents the rotation of a blade 14 about a B axis.
  • the actuator 24 comprises first electric means 36 blade pitch control.
  • these electrical means 36 comprise two resolvers 38a, 38b and two electric motors 40a, 40b, which are here synchronous machines.
  • the resolvers 38a, 38b are arranged next to each other and have the common axis, the axis A.
  • the electric motors 40a, 40b are arranged next to each other and also have common axis , axis A.
  • the resolvers 38a, 38b are here arranged between the bearing 34 and the electric motors 40a, 40b.
  • the transmission screw 26 is driven by the common rotor 30 by means of a gear reducer 42, which is here a planetary gear or epicyclic gear.
  • This gearbox 42 comprises a planetary shaft 42a rotatably connected to the common rotor 30, an outer ring 42b surrounding the planetary shaft and integral with the housing 32, satellites 42c meshing with the sun shaft 42a and the ring 42b and carried by a door -satellites 42d which is here integral in rotation with the transmission screw 26.
  • the transmission screw 26 and the planet carrier 42d are formed in one piece.
  • the part comprising the planet carrier 42d and the transmission screw
  • the actuating system 22 further comprises at least one sensor 46 of the LVDT type (acronym for Linear Variable Differential Transformer).
  • the transmission screw 26 comprises an internal axial bore in which is slidably engaged a LVDT ferromagnetic plunger 46a carried by a rear cover 48 of the actuator 22, which is itself fixed to the housing of stator 32.
  • the plunger 46a is surrounded by several windings carried by the transmission screw 26, including at least one primary winding fed by an alternating current and two secondary windings. These coils are preferably redundant to increase the reliability of the system.
  • the axial displacement of the plunger 46a inside the coils channels the flow and generates voltages in the secondary windings whose amplitudes depend on the position thereof.
  • the sensor 46 thus provides a voltage proportional to the displacement of the plunger 46a.
  • FIG. 3 represents an embodiment of the invention, in which the pitch actuation system 22 'is similar to that of FIG. 1 and furthermore comprises decoupling means making it possible to bring a solution to the problem D mentioned above.
  • the casing 32 of the motors 40a, 40b does not undergo any axial translation movement.
  • the rotor 30 of these motors is connected to the transmission screw 26 via the gear reducer 42.
  • the screw 26 is rotated and locked in translation by the bearings 44 to angular contact.
  • the rotation of the screw 26 causes the axial translation of the nut 28 '.
  • the displacement of the eccentrics depends on the balance between the external force and the force developed by the torque of the motors 40A, 40b.
  • the decoupling means comprise a device allowing the stop to control the state of the two bearings 56, 58.
  • This device consists of the elements of the motor 60 and the sensor 62.
  • the motor 60 drives in rotation the outer ring of the two bearings 56, 58 by delivering a sufficient torque to overcome the friction of these two bearings.
  • the rotation of the outer ring is then controlled by the sensor 62.
  • the degradation can be observed as well by the value of the motor current as by the rotation of the outer ring.
  • This device eliminates any risk of dormant failure before flight. In case of blockage of one of the bearings oblique contact, the other ensures the decoupling and avoids the breaking of anti-rotation means.

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Abstract

Système (22') d'actionnement de pas pour une hélice (10) de turbomachine, comprenant un actionneur (24) dont une partie mobile (26) est configurée pour être reliée à des pales (14) de l'hélice en vue de les déplacer en rotation par rapport aux axes (B) de calage de pas des pales, caractérisé en ce que l'actionneur est un actionneur électromécanique, et 10 comprend : - des moyens de contrôle de pas des pales, qui comportent une vis de transmission (26) entraînée en rotation autour d'un axe (A), - un écrou (28') traversé par ladite vis de transmission, - un organe (50) configuré pour coopérer avec les pales en vue de leur déplacement, l'écrou étant relié à l'organe par des moyens (54, 56, 58) de découplage qui sont configurés pour qu'un déplacement en translation de l'écrou entraîne un déplacement en translation de l'organe mais qu'un déplacement en rotation de l'organe n'entraîne pas un déplacement en rotation de l'écrou.

Description

Système d'actionnement de pas pour une hélice de turbomachine
DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention concerne un système d'actionnement de pas pour une hélice de turbomachine, telle qu'un turbopropulseur.
ETAT DE L'ART
L'état de l'art comprend notamment le document US-A-4,591 ,313.
Un turbopropulseur comprend au moins une hélice comportant un moyeu et des pales portées par le moyeu et s'étendant sensiblement radialement vers l'extérieur par rapport au moyeu et à l'axe de rotation de l'hélice.
Le turbopropulseur est en général équipé d'un système d'actionnement du pas d'hélice, aussi appelé système de calage angulaire des pales de l'hélice. La régulation du calage des pales d'hélice permet d'améliorer leur efficacité en garantissant une vitesse de rotation de l'hélice pour chaque phase de vol.
Chaque pale est déplaçable en rotation autour d'un axe, en général radial, entre une première position de secours dite de mise en drapeau dans laquelle elle s'étend sensiblement parallèlement à l'axe de rotation de l'hélice, et une seconde position dans laquelle elle est fortement inclinée par rapport à cet axe. Elle peut adopter n'importe quelle position entre ces deux positions extrêmes.
Dans la technique actuelle, le système d'actionnement utilisé est un système hydraulique, qui est relativement complexe et présente plusieurs inconvénients. Ce système comprend un actionneur dont une partie mobile est reliée aux pales de l'hélice en vue de leur calage.
Le système d'actionnement doit non seulement pouvoir assurer la fonction de contrôle de pas mais également la fonction de secours de mise en drapeau des pales. Le système d'actionnement de pas comprend donc un système auxiliaire pour la fonction de secours. La panne liée à la fuite hydraulique, mode commun entre le système de contrôle de pas et le système auxiliaire, doit être couverte. En l'absence de source de pression, il est indispensable d'ajouter des contrepoids au niveau des pales pour assurer la fonction de mise en drapeau.
Le système d'actionnement de pas doit aussi assurer des fonctions de protection en cas de survitesse, en cas de moteur à l'arrêt, en cas de défaillance du calculateur FADEC (acronyme de Full Authority Digital Engine Control), et assurer la limitation des petits pas en vol. Un ensemble de systèmes mécaniques et de systèmes hydrauliques font donc partie du système d'actionnement de pas pour assurer ces fonctions dans la technique actuelle.
Le système de contrôle de pas est aussi soumis à des exigences très contraignantes de taux de pannes, qui impliquent des redondances et des systèmes complémentaires de protection.
En conclusion, la technologie et le principe de fonctionnement d'un système hydraulique d'actionnement du pas d'hélice sont actuellement complexes. Une multitude de composants hydrauliques intègrent ces systèmes.
La présente invention permet de remédier à ces inconvénients et apportent une solution à tout ou partie des problèmes de la technique actuelle exposés ci-dessous.
Le premier problème (problème A) concerne les exigences sévères FHA (acronyme de Functional Hazard Assessment) du contrôle de pas, qui impliquent des architectures robustes avec redondance.
Le deuxième problème (problème B) concerne la fonction de mise en drapeau, qui doit pouvoir être assurée même après une défaillance des moyens de contrôle de pas.
Le troisième problème (problème C) concerne le risque de blocage de la partie mobile de l'actionneur. Dans un système hydraulique, la rotation d'une pale de l'hélice est obtenue par la translation d'un excentrique au pied de la pale. Le blocage axial du vérin hydraulique est considéré comme une défaillance.
Par ailleurs, dans un système hydraulique, la rotation de l'hélice est transmise à l'actionneur hydraulique positionné dans le repère tournant (piston et corps sans déplacement angulaire). Ce vérin est alimenté par des canalisations via un tiroir hydraulique positionné dans le repère fixe. Dans ce concept hydraulique, la rotation de l'hélice ne provoque pas de décalage du pas de l'hélice. Le quatrième problème (problème D) concerne la gestion de ce phénomène.
Enfin, le cinquième problème (problème E) concerne les fonctions de protection autres que celle couvrant la défaillance du contrôle de pas, qui requièrent des dispositifs complémentaires mécaniques et hydrauliques dans un système hydraulique de la technique actuelle.
EXPOSE DE L'INVENTION
L'invention propose un système d'actionnement de pas pour une hélice de turbomachine, comprenant un actionneur dont une partie mobile est configurée pour être reliée à des pales de l'hélice en vue de les déplacer en rotation par rapport aux axes de calage de pas des pales, caractérisé en ce que l'actionneur est un actionneur électromécanique, et comprend :
- des moyens de contrôle de pas des pales, qui comportent au moins un moteur électrique d'entraînement d'un rotor autour d'un axe, et une vis de transmission entraînée en rotation autour de l'axe par ledit rotor,
- un écrou traversé par ladite vis de transmission et coopérant avec cette vis afin de se déplacer en translation le long de l'axe,
- un organe mobile à la fois en translation le long de l'axe et en rotation autour de cet axe, et configuré pour coopérer avec les pales en vue de leur déplacement,
et en ce que l'écrou est relié à l'organe par des moyens de découplage qui sont configurés pour qu'un déplacement en translation de l'écrou entraîne un déplacement en translation de l'organe mais qu'un déplacement en rotation de l'organe n'entraîne pas un déplacement en rotation de l'écrou.
L'actionneur hydraulique de la technique antérieure est ainsi remplacé par un actionneur électromécanique dont la partie mobile comprend une vis de transmission. Le déplacement en rotation des pales est obtenu par une translation de l'écrou sur la vis de transmission qui est entraînée en rotation par le rotor commun aux moteurs électriques.
La présente invention propose ainsi une solution au problème D de couplage de la rotation de l'hélice avec le système de transmission. Il est important qu'un système de découplage de la rotation de l'hélice du système de transmission soit intégré au concept électromécanique afin de supprimer l'entraînement continu de la vis de transmission. Sans ce découplage, lors d'un maintien du pas de l'hélice, le déplacement de l'écrou généré par la rotation de l'hélice doit être compensé en continu par le contrôle du pas. La rotation de la vis de transmission générée par le moteur électrique devra suivre la rotation de l'hélice lors de chaque phase de vol. Sans ce découplage, le contrôle du pas de l'hélice étant obtenu par les variations de rotation de l'arbre de l'hélice et de la rotation de la vis de transmission, la puissance à délivrer serait considérable. Cette puissance résulte en effet du produit de la vitesse de rotation de l'hélice et du couple servant à vaincre l'ensemble des efforts externes. Sans ce découplage, la taille des machines tournantes et du boîtier électronique seraient pénalisées car dépendantes de la puissance électrique à délivrer.
Le système proposé est de préférence capable d'assurer la fiabilité requise par une redondance électrique tant au niveau des composants électriques qu'au niveau de la commande et de circuits d'alimentation indépendants commandés par un calculateur. Ce système est alors capable d'assurer sa fonction de contrôle de pas même en cas de court- circuit dans l'alimentation électrique.
Ce concept électromécanique peut ne requérir aucune énergie mécanique provenant de la turbomachine. Les cas de panne de la perte de puissance moteur et du moteur à l'arrêt peuvent donc être assurés via un boîtier de protection par le système électromécanique nominal sans aucun dispositif complémentaire. Ce concept électromécanique permet de couvrir également le cas de survitesse et la défaillance du FADEC sans dispositif complémentaire.
Dans un système hydraulique, la rotation d'une pale de l'hélice est obtenue par la translation d'un excentrique au pied de la pale. La défaillance issue du blocage axial du vérin hydraulique (problème C), qui génère cette translation, est considérée comme extrêmement peu probable. Cette valeur faible du taux de panne semble être consolidée par les retours d'expérience. Avec le système selon l'invention, le système de base peut ne pas comporter de redondance de la vis de transmission. On part également de l'hypothèse que le taux de défaillance de celle-ci est faible, ce qui pourrait être démontré par les taux de défaillance faibles basés sur des applications qui intègrent des vis de transmission.
En ce qui concerne le problème E, le concept proposé ne requiert aucun dispositif complémentaire contrairement au système hydraulique, pour couvrir les fonctions de protection autres que celle couvrant la défaillance du contrôle de pas. Dans un système hydraulique, le cas de moteur à l'arrêt ou de perte de puissance moteur conduit à une suppression de l'énergie hydraulique de la pompe accouplée au moteur, un système auxiliaire est à prévoir. Dans un système électromécanique, pour ces cas de panne, l'énergie électrique est délivrée par une source indépendante. La fonction de mise en drapeau reste donc active pour couvrir ces cas de panne, de préférence via un boîtier de protection. Dans un système hydraulique, le cas de survitesse est couvert par un système mécanique de contrepoids. Dans le système électromécanique, de préférence grâce à un retour de vitesse, les lois de contrôle moteur peuvent agir sur les moteurs électriques de contrôle de pas via le boîtier de protection pour assurer la mise en drapeau. Avantageusement, lesdits premiers moyens comportent deux moteurs électriques, de préférence synchrones, d'entraînement d'un même premier rotor. Le choix de la technologie et la stratégie du dimensionnement de ces moyens électriques permettent de minimiser le couple de court-circuitage et d'aboutir à des tailles raisonnables de moteurs. La redondance électrique au niveau des moteurs électriques permet de respecter les exigences de fiabilité FHA (problème A). Pour conserver une architecture simple, il est ici proposer de communaliser les rotors des moteurs électriques. Ceci permet de ne conserver qu'une seule chaîne de transmission et d'avoir un système relativement compact. Le concept proposé offre cet avantage.
Le système proposé est de préférence capable d'assurer la fiabilité requise par une redondance électrique tant au niveau des composants électriques qu'au niveau de la commande et de circuits d'alimentation indépendants commandés par un calculateur. Ce système est alors capable d'assurer sa fonction de contrôle de pas même en cas de court- circuit dans l'alimentation électrique.
Ce concept électromécanique peut ne requérir aucune énergie mécanique provenant de la turbomachine. Les cas de panne de la perte de puissance moteur et du moteur à l'arrêt peuvent donc être assurés via un boîtier de protection par le système électromécanique nominal sans aucun dispositif complémentaire. Ce concept électromécanique permet de couvrir également le cas de survitesse et la défaillance du FADEC sans dispositif complémentaire.
Le système selon l'invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- lesdits moyens de découplage comprennent au moins une bague et deux paliers à roulements à contact oblique, un premier palier à contact oblique étant monté entre la bague et l'écrou et un second palier à contact oblique étant monté entre la bague et l'organe ; la redondance du palier à contact oblique permet de couvrir le cas du grippage du palier. En effet, en l'absence de redondance, le grippage de ce roulement provoquerait la casse du système, et par exemple des moyens d'anti-rotation de la vis de transmission,
- le second palier à contact oblique comprend une bague interne montée sur un manchon comportant un orifice borgne de réception d'une extrémité de l'organe,
- un moteur électrique est monté entre la bague et l'écrou et comprend un rotor solidaire de la bague et un stator solidaire de l'écrou,
- un capteur est monté entre la bague et l'écrou et comprend un premier élément solidaire de la bague et un second élément solidaire de l'écrou,
- ledit capteur est du type inductif ou à effet hall ; les deux paliers ne peuvent être sources de pannes dormantes dans le système ; il est donc impératif de pouvoir détecter l'état des deux paliers à contact oblique avant le vol ; en cas de défaillance d'un des deux roulements avant vol, le grippage de l'autre roulement en vol provoquera sous la rotation de l'hélice la casse des moyens d'anti-rotation comme évoqué plus haut ; le système de découplage comporte ainsi un dispositif permettant à l'arrêt de contrôler l'état des deux paliers à contact oblique ;
- le système comprend des moyens de blocage en rotation de l'écrou,
- les moyens de blocage en rotation sont portés par un carter de l'actionneur et coopèrent avec l'écrou.
- le rotor des moyens de contrôle est relié à la vis de transmission par un réducteur, par exemple planétaire,
- un porte-satellites du réducteur est guidé en rotation par une paire de paliers à contact oblique et inversés,
- lesdits moyens de contrôle comprennent au moins deux résolveurs,
- le système comprend des moyens de mise en drapeau des pales, qui comprennent par exemple au moins un moteur asynchrone ; le choix de ce type de moteur électrique pour la mise en drapeau permet de réduire le boîtier de contrôle et de supprimer tout couple résistif lié à un court- circuitage (problème B),
- les moyens de contrôle comprennent deux moteurs électriques, tels que - des moteurs synchrones,
- les deux moteurs électriques sont reliés respectivement à deux boîtiers électroniques de contrôle qui sont chacun configurés pour être actif quand l'autre est passif, et inversement.
La présente invention concerne également une turbomachine, telle qu'un turbopropulseur, comprenant une hélice dont les pales sont à pas variable et un système tel que décrit ci-dessus, dans laquelle le premier écrou coopère avec des excentriques prévus sur des platines de support et de rotation des pales.
La présente invention concerne enfin un procédé de vérification de l'état des paliers à contact oblique d'un système tel que décrit ci-dessus, comprenant les étapes consistant, lorsque lesdits moyens de contrôle de pas sont inactifs, à :
- actionner le moteur monté entre l'écrou et la bague de façon à mettre en rotation la bague autour de l'écrou, et
- contrôler la rotation de la bague au moyen du capteur.
DESCRIPTION DES FIGURES
L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels :
- la figure 1 est une demi-vue schématique partielle en coupe axiale d'un système d'actionnement de pas des pales associé à une hélice de turbomachine ;
- la figure 2 est un schéma bloc représentant l'architecture générale du système d'actionnement et des moyens de commande électrique du système de la figure 1 ; - la figure 3 est une demi-vue schématique partielle en coupe axiale d'un système d'actionnement de pas des pales selon l'invention associé à une hélice de turbomachine.
DESCRIPTION DETAILLEE
On se réfère d'abord à la figure 1 .
Une hélice 10 de turbomachine, et en particulier de turbopropulseur est en général non carénée et comprend un moyeu 12 mobile (flèche Θ de la figure 1 ) d'axe A de rotation, le moyeu portant des pales 14 qui s'étendent sensiblement radialement par rapport à l'axe A. Chaque pale 14 est reliée à son extrémité radialement interne à une platine 1 6 sensiblement cylindrique de support et de guidage en rotation de la pale en vue de son calage en rotation autour d'un axe B, ici sensiblement radial. La platine 1 6 de chaque pale 14 est montée dans un logement du moyeu 12 et est centrée et guidée dans ce logement par des paliers 18 s'étendant autour de l'axe B. L'extrémité radialement interne de chaque pale comprend un excentrique 20. Celui-ci est relié solidairement à la platine 1 6 et un système d'actionnement 22 peut le déplacer en rotation autour de l'axe B. Le déplacement des excentriques 20 entraîne un déplacement en rotation des platines 16 et donc des pales 14 autour des axes B. Chaque pale 14 peut être calée à un pas ou dans une position donnée autour de son axe B, entre deux positions extrêmes, dont l'une, appelée mise en drapeau, correspond au cas où la corde de la section transversale de la pale s'étend sensiblement parallèlement à l'axe A.
Dans la technique antérieure, le système d'actionnement était hydraulique, et présentait de nombreux inconvénients. La figure 1 montre un système d'actionnement électromécanique.
Le système d'actionnement 22 de la figure 1 comprend un actionneur électromécanique 24 dont la partie mobile comprend une vis de transmission 26 qui est associée à un écrou 28 est guidé en translation par rapport au moyeu 12 et configuré pour coopérer avec les excentriques 20 des pales 14 en vue de leur déplacement en rotation par rapport à l'axe B. L'écrou 28 comprend des logements destinés à recevoir les excentriques 20 et à les entraîner lors des déplacements de l'écrou 28. Chaque logement reçoit, par exemple, un doigt d'excentrique 20 de la pale 14 correspondante, chaque doigt étant disposé en saillie dans le logement. L'écrou est ainsi solidaire en mouvement des pales, et donc de l'hélice lorsque celle-ci est en rotation par rapport à l'axe A. L'écrou 28 est ainsi agencé pour être mobile en rotation par rapport à l'axe A dans un repère fixe.
La vis de transmission 26 s'étend le long de l'axe A et est mobile en rotation par rapport à l'axe A. Elle traverse l'écrou 28 et comprend donc un filetage complémentaire à celui de l'écrou. L'écrou 28 est ainsi également agencé pour être mobile en translation par rapport à l'axe A dans le même repère fixe. La vis de transmission 26 a avantageusement une fonction de réversibilité en ce sens qu'elle est apte à être soumise par l'actionneur à un couple de rotation de façon à coopérer avec l'écrou et le déplacer, et également à être soumise par l'écrou à des efforts axiaux provoquant une mise en rotation de la vis de transmission. Sur ce point, elle se distingue d'une vis sans fin qui a une fonction d'irréversibilité.
On comprend que la rotation de la vis de transmission 26 (flèche 0 de la figure A) entraîne un déplacement en translation de l'écrou 28 suivant l'axe A. La rotation de la vis de transmission 26 entraîne donc une translation de l'écrou 28, qui entraîne à son tour un déplacement des excentriques 20 et une rotation des pales 14 par rapport à l'axe B. La flèche X représente le déplacement axial de l'écrou le long de l'axe A et la flèche θ' représente la rotation d'une pale 14 autour d'un axe B.
La vis de transmission 26 est entraînée par un rotor 30 de l'actionneur 24 qui est centré et guidé par des paliers dans un carter 32, de stator dans l'exemple représenté. Le carter 32 est ainsi fixe. Il a une forme générale cylindrique allongée d'axe A.
Le rotor 30 a une forme allongée d'axe A et est ici guidé dans le carter 32 par au moins un palier 34. Le palier 34, ici à roulement et plus spécifiquement à billes, est monté à l'extrémité axiale de l'actionneur, opposée à l'hélice (extrémité à gauche sur le dessin).
L'actionneur 24 comprend des premiers moyens électriques 36 de contrôle de pas des pales. Dans l'exemple représenté, ces moyens électriques 36 comprennent deux résolveurs 38a, 38b et deux moteurs électriques 40a, 40b, qui sont ici des machines synchrones. Les résolveurs 38a, 38b sont disposés à côté l'un de l'autre et ont pour axe commun, l'axe A. Les moteurs électriques 40a, 40b sont disposés à côté l'un de l'autre et ont également pour axe commun, l'axe A. Les résolveurs 38a, 38b sont ici disposés entre le palier 34 et les moteurs électriques 40a, 40b.
Chaque résolveur 38a, 38b comprend un rotor de résolveur monté sur le rotor commun 30, et un stator de résolveur solidaire du carter 32. Les rotors et stators de résolveur sont en général composés de bobinages. De façon connue, un résolveur permet d'obtenir une valeur électrique à partir d'un changement d'angle d'un rotor. Un résolveur fonctionne comme un transformateur dont le couplage varie avec l'angle mécanique du rotor. Lorsqu'on excite le bobinage rotor avec une tension alternative, on récupère une tension alternative sur le bobinage du stator. La redondance liée à l'utilisation de deux résolveurs 38a, 38b au lieu d'un, permet de garantir les exigences de fiabilité évoquées plus haut.
Chaque moteur électrique 40a, 40b est ici du type machine synchrone et comprend un rotor monté sur le rotor commun 30, et un stator solidaire du carter 32. Le rotor peut se composer d'aimants permanents ou être constitué d'un bobinage alimenté en courant continu et d'un circuit magnétique (électro-aimant). Pour produire du courant, on utilise une force extérieure pour faire tourner le rotor : son champ magnétique, en tournant, induit un courant électrique alternatif dans les bobines du stator. La vitesse de ce champ tournant est appelée « vitesse de synchronisme ». La vitesse de synchronisme est directement liée à la fréquence de l'alimentation électrique. Les moteurs sont ici alimentés par un système de courants triphasés. Comme on le voit dans le dessin, la vis de transmission 26 est entraînée par le rotor commun 30 à l'aide d'un réducteur à engrenages 42, qui est ici un réducteur planétaire ou à train épicycloïdal. Ce réducteur 42 comprend un arbre planétaire 42a solidaire en rotation du rotor commun 30, une couronne extérieure 42b entourant l'arbre planétaire et solidaire du carter 32, des satellites 42c engrenant avec l'arbre planétaire 42a et la couronne 42b et portés par un porte-satellites 42d qui est ici solidaire en rotation de la vis de transmission 26. Dans l'exemple représenté, la vis de transmission 26 et le porte-satellites 42d sont formés d'une seule pièce.
La pièce comportant le porte-satellites 42d et la vis de transmission
26 est centrée et guidée dans le carter 32 par une paire de paliers à roulements, ici à billes. Ces paliers 44 sont à contact oblique. Ils sont inversés et montés l'un à côté de l'autre à l'extrémité axiale de l'actionneur située du côté de l'hélice 10 (extrémité à droite sur le dessin).
Le système d'actionnement 22 comprend en outre au moins un capteur 46 de type LVDT (acronyme de l'anglais Linear Variable Differential Transformer). Dans l'exemple représenté, la vis de transmission 26 comprend un alésage axial interne dans lequel est engagé de manière coulissante un plongeur 46a ferromagnétique de LVDT porté par un capot arrière 48 de l'actionneur 22, qui est lui-même fixé au carter de stator 32. Bien que cela ne soit pas représenté, le plongeur 46a est entouré de plusieurs bobinages portés par la vis de transmission 26, dont au moins un bobinage primaire alimenté par un courant alternatif et deux bobinages secondaires. Ces bobinages sont de préférence redondés pour augmenter la fiabilité du système. Le déplacement axial du plongeur 46a à l'intérieur des bobines, canalise le flux et génère des tensions dans les bobinages secondaires dont les amplitudes dépendent de la position de celui-ci. Le capteur 46 fournit ainsi une tension proportionnelle au déplacement du plongeur 46a.
Le turbopropulseur est équipé d'un système auxiliaire de mise en drapeau des pales 14, qui est ici électromécanique. Le système est intégré à l'actionneur 22 et comprend un moteur électrique 52, qui est de préférence une machine asynchrone (pour ne pas générer de couple résistif), dont le stator est solidaire du carter 32 et dont le rotor est solidaire du rotor ? commun 30. Dans l'exemple représenté, il est monté entre le capot arrière 48 et le palier 34.
L'utilisation d'un système électromécanique pour la mise en drapeau offre les avantages suivants : le boîtier de contrôle est simple et d'une fiabilité élevée ; le cas du court-circuitage n'est pas à couvrir, il n'est pas nécessaire de surdimensionner des machines synchrones pour couvrir ce cas de panne ; en l'absence de court-circuitage induit par ce moteur, le rotor peut se monter directement sur l'axe du rotor des machines synchrones et bénéficier du rapport de réduction des engrenages. Il n'y a pas d'ajout nécessaire de réducteurs.
On se réfère désormais à la figure 2 qui représente de manière schématique le schéma électrique de principe du fonctionnement du système de la figure 1 .
Les éléments décrits dans ce qui précède sont désignés par les mêmes chiffres de référence dans la figure 2.
La figure 2 montre notamment les moyens de commande des machines électriques du système, à savoir, dans le cas où la redondance s'applique à toutes ces machines, deux capteurs 46 LVDT, deux résolveurs 38a, 38b, et deux moteurs électriques 40a, 40b.
Les moyens de commande comprennent notamment deux boîtiers électroniques de contrôle 54a, 54b ségrégués qui sont chacun reliés à un résolveur, un capteur et un moteur électrique, et qui ont la capacité de piloter ces machines de manière indépendante.
Les boîtiers 54a, 54b fonctionnent en mode « passif-actif ». En mode nominal, le pas est piloté par le boîtier électronique 54a par exemple, et le boîtier électronique 54b est en mode passif. En cas de panne détectée par une erreur de position par exemple, le boîtier 54a est désactivé et le boîtier 54b est activé. Les boîtiers 54a, 54b comportent trois boucles locales d'asservissement imbriquées : une boucle de couple utilisant les mesures de courant de phase, une boucle de vitesse utilisant le résolveur, et une boucle de position linéaire utilisant le capteur LVDT. Les boîtiers 54a, 54b reçoivent la consigne de position respectivement de boîtiers calculateurs 56a, 56b et sont associés à des réseaux électriques 58a, 58b, pour envoyer une commande en courant aux moteurs 40a, 40b.
Bien que cela ne soit pas représenté dans la figure 2, les moyens de commande comprennent en outre un dispositif indépendant d'alimentation électrique du moteur électrique 52.
Ce concept du type électromécanique pour le système d'actionnement de pas est très innovant car il offre les avantages suivants :
- architecture simple et robuste avec un minimum de composants électromécaniques en respectant les critères de fiabilité contraignants,
- suppression du cas de panne lié à la fuite hydraulique, cas qui requérait l'ajout de contrepoids pour la mise en drapeau,
- suppression des contrepoids de la technique antérieure, pour la mise en drapeau des pales,
- suppression de tous dispositifs complémentaires pour couvrir les cas de panne autres que celui lié à la défaillance du contrôle de pas.
Dans le système décrit dans ce qui précède, le carter 32 est fixe et l'ensemble formé par la vis de transmission 26 et l'écrou 28 est à trois degrés de liberté : dans un repère fixe, l'écrou 28 a deux degrés de liberté (en translation et en rotation vis-à-vis de l'axe A - respectivement flèches X' et θ'), et la vis de transmission 26 a un seul degré de liberté (en rotation autour de l'axe A - flèche Θ). Pour éviter que l'écrou 28 ne se déplace en translation sur la vis de transmission 26 (ce qui générerait une modification du pas des pales), il faut que cette dernière tourne à la même vitesse angulaire que l'hélice (θ' = Θ). Pour maintenir le pas des pales, il faut donc synchroniser le régime des moteurs 40a, 40b avec le régime de l'hélice 10. Au contraire, pour faire varier le pas des pales, il faut désynchroniser le régime des moteurs électriques du régime de l'hélice.
On se réfère désormais à la figure 3 qui représente un mode de réalisation de l'invention, dans lequel le système 22' d'actionnement de pas est similaire à celui de la figure 1 et comprend en outre des moyens de découplage permettant d'apporter une solution au problème D évoqué ci- dessus.
Le système 22' de la figure 3 comprend toutes les caractéristiques du système 22 de la figure 1 à l'exception de celles qui sont en contradiction avec ce qui suit.
Dans le système 22', l'écrou 28' traversé par la vis de transmission 26 est relié par des moyens de découplage à un organe 50 qui est relié aux excentriques des pales 14.
L'organe 50 est mobile en translation et en rotation vis-à-vis de l'axe A. Il comprend des orifices de réception des excentriques des pales 14 et est ainsi rendu solidaire en rotation des pales 14. Il est donc destiné à tourner avec l'hélice 10 autour de l'axe A. Ses déplacements en translation le long de l'axe A permettent de déplacer les excentriques et donc les pales 14 autour de leurs axes B.
L'organe 50 comprend une extrémité cylindrique engagée dans un trou borgne d'un manchon 52. L'écrou 28' et le manchon 52 sont entourés par une bague 54 mobile. Un premier palier à roulements 56 (ici à billes) à contact oblique est monté entre l'écrou 28' et la bague 54 et un second palier à roulements 58 (à billes) à contact oblique est monté entre le manchon 52 et la bague 54. De façon classique, la bague interne de chaque palier 56, 58 est solidaire en rotation de l'écrou 28' ou du manchon 52, et sa bague externe est solidaire en rotation de la bague 54.
Par ailleurs, un moteur électrique 60 est monté entre l'écrou 28' et la bague 54 et comprend un stator solidaire de l'écrou et un rotor solidaire de la bague. Ce moteur 60 est associé à un capteur 62 qui est également monté entre l'écrou 28' et la bague 54 et comprend un élément de stator solidaire de l'écrou et un élément de rotor solidaire de la bague. Le capteur est du type à effet Hall ou inductif pour contrôler la rotation de la bague extérieure.
Le système comprend en outre des moyens 64 d'anti-rotation de l'écrou 28' sur la vis de transmission 26. Ces moyens 64 comprennent ici un doigt axial porté par le carter 32 et engagé dans un logement de forme complémentaire de l'écrou 28'.
Dans ce concept électromécanique, le carter 32 des moteurs 40a, 40b ne subit aucun mouvement de translation axiale. Le rotor 30 de ces moteurs est relié à la vis de transmission 26 par l'intermédiaire du réducteur à engrenages 42. La vis 26 est entraînée en rotation et bloquée en translation par les paliers 44 à contact oblique. La rotation de la vis 26 provoque la translation axiale de l'écrou 28'.
Les paliers 56, 58 à contact oblique permettent de transmettre la translation de l'écrou 28' à l'organe 50 et puis aux excentriques soumis à la rotation de l'hélice 10. Par contre, la rotation de l'hélice est découplée du mouvement de l'écrou 28' grâce au palier à contact oblique 58. Le mouvement de l'écrou 28' peut donc se limiter à de la translation.
Le déplacement des excentriques dépend de l'équilibre entre l'effort externe et l'effort développé par le couple des moteurs 40A, 40b. Les moyens de découplage comportent un dispositif permettant à l'arrêt de contrôler l'état des deux paliers 56, 58. Ce dispositif se compose des éléments du moteur 60 et du capteur 62. A l'arrêt moteur, le moteur 60 entraîne en rotation la bague extérieure des deux paliers 56, 58 en délivrant un couple suffisant pour vaincre le frottement de ces deux paliers. La rotation de la bague extérieure est ensuite contrôlée par le capteur 62. En cas de grippage ou de vieillissement d'un seul des deux paliers, la dégradation peut s'observer aussi bien par la valeur du courant du moteur que par la rotation de la bague extérieure. Ce dispositif supprime donc tout risque de panne dormante avant vol. En cas de blocage d'un des paliers à contact oblique, l'autre assure le découplage et évite la casse des moyens d'anti-rotation.
Les moyens de commande décrits ci-dessus en référence à la figure 2 peuvent être utilisés et adaptés pour commander le système de la figure 3, y compris le moteur 60 et le capteur 62.
Ce concept électromécanique grâce au découplage de la rotation de l'hélice et son dispositif de contrôle permet de réduire : la puissance prélevée, la taille de tous les composants électriques, y compris du boîtier électronique, et la taille de tous les composants mécaniques par un soulagement des sollicitations.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Système (22') d'actionnement de pas pour une hélice (10) de turbomachine, comprenant un actionneur (24) dont une partie mobile (26) est configurée pour être reliée à des pales (14) de l'hélice en vue de les déplacer en rotation par rapport aux axes (B) de calage de pas des pales, caractérisé en ce que l'actionneur est un actionneur électromécanique, et comprend :
- des moyens de contrôle de pas des pales, qui comportent au moins un moteur électrique (40a, 40b) d'entraînement d'un rotor (30) autour d'un axe (A), et une vis de transmission (26) entraînée en rotation autour de l'axe (A) par ledit rotor,
- un écrou (28') traversé par ladite vis de transmission et coopérant avec cette vis afin de se déplacer en translation le long de l'axe (A),
- un organe (50) mobile à la fois en translation le long de l'axe (A) et en rotation autour de cet axe, et configuré pour coopérer avec les pales en vue de leur déplacement,
et en ce que l'écrou (28') est relié à l'organe mobile (50) par des moyens (54, 56, 58) de découplage qui sont configurés pour qu'un déplacement en translation de l'écrou (28') entraîne un déplacement en translation de l'organe (50) mais qu'un déplacement en rotation de l'organe (50) n'entraîne pas un déplacement en rotation de l'écrou (28').
2. Système (22') selon la revendication 1 , dans lequel lesdits moyens de découplage comprennent au moins une bague (54) et deux paliers à roulements (56, 58) à contact oblique, un premier palier à contact oblique étant monté entre la bague et l'écrou (28') et un second palier à contact oblique étant monté entre la bague et l'organe.
3. Système (22') selon la revendication précédente, dans lequel le second palier (58) à contact oblique comprend une bague interne montée sur un manchon (52) comportant un orifice borgne de réception d'une extrémité de l'organe (50).
4. Système (22') selon la revendication 2 ou 3, dans lequel un moteur électrique (60) est monté entre la bague (54) et l'écrou (28') et comprend un rotor solidaire de la bague et un stator solidaire de l'écrou (28').
5. Système (22') selon l'une des revendications 2 à 4, dans lequel un capteur (62) est monté entre la bague (54) et l'écrou (28') et comprend un premier élément solidaire de la bague et un second élément solidaire de l'écrou.
6. Système (22') selon la revendication 5, dans lequel ledit capteur (62) est du type inductif ou à effet hall.
7. Système (22') selon l'une des revendications précédentes, dans lequel il comprend des moyens (64) de blocage en rotation de l'écrou (28').
8. Système (22') selon la revendication précédente, dans lequel les moyens (64) de blocage en rotation sont portés par un carter (32) de l'actionneur et coopèrent avec l'écrou (28').
9. Turbomachine, telle qu'un turbopropulseur, comprenant une hélice (10) dont les pales (14) sont à pas variable et un système (22) selon l'une des revendications précédentes, dans laquelle l'organe (50) coopère avec des excentriques (20) prévus sur des platines (1 6) de support et de rotation des pales.
10. Procédé de vérification de l'état des paliers à contact oblique d'un système (22') selon la revendication 5 ou 6, comprenant les étapes consistant, lorsque lesdits moyens de contrôle de pas sont inactifs, à :
- actionner le moteur (60) monté entre l'écrou (28') et la bague (54) de façon à mettre en rotation la bague autour de l'écrou, et
- contrôler la rotation de la bague au moyen du capteur (62).
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