WO2017182748A1 - Systeme d'actionnement simplifie de pas pour une helice de turbomachine - Google Patents

Systeme d'actionnement simplifie de pas pour une helice de turbomachine Download PDF

Info

Publication number
WO2017182748A1
WO2017182748A1 PCT/FR2017/050911 FR2017050911W WO2017182748A1 WO 2017182748 A1 WO2017182748 A1 WO 2017182748A1 FR 2017050911 W FR2017050911 W FR 2017050911W WO 2017182748 A1 WO2017182748 A1 WO 2017182748A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
nut
blades
propeller
axis
rotor
Prior art date
Application number
PCT/FR2017/050911
Other languages
English (en)
Inventor
Huguette DE WERGIFOSSE
Frédéric Brettes
Original Assignee
Safran Aircraft Engines
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines filed Critical Safran Aircraft Engines
Priority to GB1817590.1A priority Critical patent/GB2563808B/en
Priority to US16/094,623 priority patent/US10780976B2/en
Publication of WO2017182748A1 publication Critical patent/WO2017182748A1/fr

Links

Classifications

    • 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
    • B64C11/30—Blade pitch-changing mechanisms
    • B64C11/44—Blade pitch-changing mechanisms electric
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D7/00—Rotors with blades adjustable in operation; Control thereof
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/20—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles
    • F02C6/206—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles the vehicles being airscrew driven
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • 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
    • F02K3/04—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
    • F02K3/072—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 counter-rotating, e.g. fan rotors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/324—Application in turbines in gas turbines to drive unshrouded, low solidity propeller
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/40—Transmission of power
    • F05D2260/403—Transmission of power through the shape of the drive components
    • F05D2260/4031—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing
    • F05D2260/40311—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing of the epicyclical, planetary or differential type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/70—Adjusting of angle of incidence or attack of rotating blades
    • F05D2260/74—Adjusting of angle of incidence or attack of rotating blades by turning around an axis perpendicular the rotor centre line
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/70—Adjusting of angle of incidence or attack of rotating blades
    • F05D2260/75—Adjusting of angle of incidence or attack of rotating blades the adjusting mechanism not using auxiliary power sources, e.g. by "servos"
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/70—Adjusting of angle of incidence or attack of rotating blades
    • F05D2260/79—Bearing, support or actuation arrangements therefor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/09—Purpose of the control system to cope with emergencies
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/60—Control system actuates means
    • F05D2270/62—Electrical actuators

Definitions

  • the present invention relates to a pitch actuation system for a turbomachine propeller, such as a turboprop.
  • a turboprop engine comprises at least one propeller having a hub and blades carried by the hub and extending substantially radially outwardly with respect to the hub and the axis of rotation of the propeller.
  • the turboprop engine is generally equipped with a propeller pitch actuation system, also known as the angular setting system of the propeller blades.
  • the regulation of the pitch of the propeller blades makes it possible to improve their efficiency by guaranteeing a rotational speed of the propeller for each phase of flight.
  • US-A1-201 1/014046 discloses independent pitch actuation systems for two propellers.
  • Each blade is movable in rotation about an axis, generally radial, between a first relief position called feathering in which it extends substantially parallel to the axis of rotation of the propeller, and a second position in which it is strongly inclined with respect to this axis. It can adopt any position between these two extreme positions.
  • the actuation system used is a hydraulic system, which is relatively complex and has several disadvantages.
  • This system comprises an actuator whose movable part is connected to the blades of the propeller for their setting.
  • the actuating system must not only be able to provide the step control function but also the emergency function of in flag of the blades.
  • the step actuation system therefore comprises an auxiliary system for the emergency function.
  • the pitch actuation system shall also provide protection functions in the event of overspeed, in the event of a stationary engine, in the event of failure of the FADEC computer (acronym for Full Authority Digital Engine Control), and ensure the limitation of small steps in flight.
  • FADEC computer an analog for Full Authority Digital Engine Control
  • the step control system is also subject to very stringent failure rate requirements, which involve redundancies and additional protection systems.
  • the present invention overcomes these drawbacks and provides a solution to all or part of the problems of the current technique described below.
  • the first problem is the stringent FAL (acronym for Functional Hazard Assessment) string control requirements, which involve robust architectures with redundancy.
  • 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 concerns the risk of blockage of the moving part of the actuator.
  • the Rotation of a blade of the helix is obtained by the translation of an eccentric at the foot of the blade.
  • Axial locking of the hydraulic cylinder is considered a failure.
  • problem E concerns protection functions other than that covering the failure of the step control, which require additional mechanical and hydraulic devices in a hydraulic system of the current technique.
  • the invention proposes a pitch actuation system for a turbomachine propeller, comprising an actuator whose moving part is configured to be connected to blades of the propeller in order to move them in rotation with respect to the stall axes of the propeller. not blades, characterized in that the actuator is an electromechanical actuator, and comprises:
  • first pitch control means for the blades which comprise at least one electric motor for driving a first rotor about a longitudinal axis, and a first transmission screw driven in rotation about the axis by said first rotor; rotor,
  • a first nut traversed by said first transmission screw and configured to cooperate with the blades for their displacement
  • second means for feathering the blades which comprise at least one electric motor driving a second rotor around the axis, and a second fixed transmission screw, a second nut traversed by said second transmission screw and driven in rotation about the axis by said second rotor in order to move in translation along the axis on said second nut,
  • the system is configured so that a displacement of the second nut in translation along the axis causes a displacement of the first transmission screw in translation along the axis.
  • the hydraulic actuator of the prior art is thus replaced by an electromechanical actuator whose movable part comprises a transmission screw.
  • the rotational movement of the blades is obtained by a translation of the nut on the transmission screw which is rotated by the first rotor.
  • the rotation of a blade of the helix is obtained by the translation of an eccentric at the foot of the blade.
  • the failure resulting from the axial blocking of the hydraulic cylinder (problem C), which generates this translation, is considered extremely unlikely. This low value of the failure rate seems to be consolidated by feedback.
  • the basic system comprises a redundancy of the transmission screw.
  • the proposed concept does not require any additional device unlike the hydraulic system, to cover the protection functions other than that covering the failure of the step control.
  • a hydraulic system the case of engine stopped or loss of engine power leads to a suppression of the hydraulic power of the pump coupled to the engine, an auxiliary system is expected.
  • an electromechanical system for these cases of failure, the electrical energy is delivered by an independent source.
  • the feathering function therefore remains active for cover these cases of failure, preferably via a protective case.
  • the overspeed case is covered by a mechanical counterweight system.
  • the engine control laws can act on electric pitch control motors via the protective case to provide feathering.
  • said first means comprise two electric motors, preferably synchronous motors driving the same first rotor.
  • the choice of technology and the strategy of the sizing of these electrical means minimize the short-circuiting torque and lead to reasonable engine sizes.
  • Electrical redundancy at the level of the electric motors makes it possible to respect the reliability requirements FHA (problem A).
  • FHA problem A
  • the proposed system is preferably capable of providing the reliability required by electrical redundancy both at the level of the electrical components at the level of the control and independent power circuits controlled by a computer. This system is then able to perform its step control function even in the event of a short circuit in the power supply.
  • 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 a standstill can therefore be provided via a protective case 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 first rotor is connected to the first transmission screw by a first gearbox, for example a sun gear,
  • said second nut is connected to said second rotor by a second gearbox, for example a sun gear,
  • a planet carrier of the or each gearbox is guided in rotation by a pair of angular contact bearings and inverted,
  • said first means comprise at least two resolvers
  • the electric motor of said second means is an asynchronous motor; the choice of this type of electric motor for feathering makes it possible to reduce the control box and to eliminate any resistive torque linked to a short-circuiting (problem B),
  • said electric motors comprise stators carried by a first casing which is slidably mounted in translation along the axis in a second fixed casing,
  • said first rotor and / or said transmission screw are guided in rotation by at least one bearing in a housing, preferably a stator; in the latter case, the second housing of the actuator is fixed while the nut mounted on the transmission screw is integral in rotation with the propeller; to prevent this rotation of the nut causes a translation thereof on the transmission screw and therefore a variation of the pitch of the blades, it is necessary that the transmission screw is kept rotating continuously and therefore the electric motors running continuously ; the maintenance of the pitch therefore requires continuous rotation of the rotors of the motors; the control of the pitch is managed by the differences in rotational speeds between the propeller and the electric motors (which thus brings a solution to the aforementioned problem D), and
  • the two electric motors of said first means are respectively connected to two electronic control units which are each configured to be active when the other is passive, and vice versa.
  • 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.
  • the present invention relates to a pitch actuation method of the blades of a turbomachine propeller, by means of a system as described above, comprising the steps of:
  • FIG. 1 is a partial schematic half-view in axial section of a blade pitch actuation system associated with a turbomachine propeller
  • FIG. 2 is a block diagram showing the general architecture of the actuation system and electrical control means of the system of FIG. 1;
  • FIG. 3 is a partial schematic half-view in axial section of a pitch actuation system of the blades according to the invention associated with a turbomachine propeller;
  • FIGS. 4a to 7b are diagrams illustrating the operation of the system of FIG. 3, in several distinct cases.
  • a propeller 10 of a turbomachine, and in particular a turboprop engine is generally non-ducted and comprises a movable hub 12 (arrow ⁇ 'of FIG. 1) with axis A of rotation, the hub carrying blades 14 which extend substantially radially. relative to the axis A.
  • Each blade 14 is connected at its radially inner end to a substantially cylindrical platen 1 6 supporting and guiding the blade in rotation in order to rotate it about an axis B, here substantially radial.
  • the plate 1 6 of each blade 14 is mounted in a housing of the hub 12 and is centered and guided in this housing by bearings 18 extending around the axis B.
  • 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 actuating system 22 of FIG. 1 comprises an electromechanical actuator 24 whose moving part comprises a transmission screw 26 which is associated with a nut 28 guided in translation relative to the hub 12 and configured to cooperate with the eccentrics 20 of the blades 14 for rotation in relation to the B axis.
  • the nut 28 comprises housings intended to receive the eccentrics 20 and to drive them during the displacements of the nut 28.
  • Each housing receives, for example, an eccentric finger 20 of the corresponding blade 14, each finger being disposed in protruding into the housing.
  • the nut is thus integral in movement of the blades, and therefore of the propeller when it is rotated relative to the axis A.
  • the nut 28 is thus arranged to be rotatable relative to the axis A in a fixed landmark.
  • the transmission screw 26 extends along the axis A and is rotatable relative to the axis A. It passes through the nut 28 and therefore comprises a thread complementary to that of the nut.
  • the nut 28 is thus also arranged to be movable in translation relative to the axis A in the same fixed reference.
  • the transmission screw 26 advantageously has a reversibility function in that it is able to be subjected by the actuator to a torque so as to cooperate with the nut and move it, and also to be subjected by the nut to axial forces causing a rotation of the transmission screw. On this point, it is distinguished from an endless screw which has a function of irreversibility.
  • the transmission screw 26 is driven by a rotor 30 of the actuator 24 which is centered and guided by bearings in a casing 32 of the stator in the example shown.
  • the housing 32 is thus fixed. It has a generally elongated cylindrical shape of axis A.
  • the rotor 30 has an elongated shape of axis A and is here guided in the housing 32 by at least one bearing 34.
  • the bearing 34 here bearing and more specifically with balls, is mounted at the axial end of the actuator opposite to the propeller (left end on the drawing).
  • the actuator 24 comprises first electric means 36 blade pitch control.
  • these means Electrical devices 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.
  • Each resolver 38a, 38b comprises a resolver rotor mounted on the common rotor 30, and a resolver stator integral with the housing 32.
  • the resolver rotors and stators are generally composed of coils.
  • a resolver makes it possible to obtain an electrical value from a change of angle of a rotor.
  • a resolver operates as a transformer whose coupling varies with the mechanical angle of the rotor. When the rotor winding is excited with an alternating voltage, an AC voltage is recovered on the stator winding.
  • the redundancy associated with the use of two resolvers 38a, 38b instead of one, makes it possible to guarantee the reliability requirements mentioned above.
  • Each electric motor 40a, 40b is here of the synchronous machine type and comprises a rotor mounted on the common rotor 30, and a stator secured to the casing 32.
  • the rotor may consist of permanent magnets or be constituted by a coil supplied with current continuous and a magnetic circuit (electromagnet).
  • an external force is used to turn the rotor: its rotating magnetic field induces an alternating electric current in the stator coils.
  • the speed of this rotating field is called "synchronism speed”.
  • the speed of synchronism is directly related to the frequency of the power supply.
  • the motors are powered by a system of three-phase currents.
  • 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 reducer 42 comprises a planet shaft 42a integral in rotation with the common rotor 30, an outer ring 42b surrounding the planet shaft and secured to the housing 32, satellites 42c meshing with the sun shaft 42a and the ring 42b and carried by a planet carrier 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 26 is centered and guided in the housing 32 by a pair of rolling bearings, here ball. These bearings 44 are angular contact. They are inverted and mounted next to each other at the axial end of the actuator located on the side of the propeller 10 (right end in the drawing).
  • 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.
  • the turboprop is equipped with an auxiliary system for feathering the blades 14, which is here electromechanical.
  • the system 50 is integrated with the actuator 22 and comprises an electric motor 52, which is preferably an asynchronous machine (so as not to generate a resistive torque), the stator of which is integral with the casing 32 and whose rotor is integral with the casing. In the example shown, it is mounted between the rear cover 48 and bearing 34.
  • control box is simple and of high reliability; the case of short-circuiting is not to be covered, it is not necessary to oversize synchronous machines to cover this case of failure; in the absence of short-circuiting induced by this motor, the rotor can be mounted directly on the rotor axis of the synchronous machines and benefit from the reduction ratio of the gears. There is no necessary addition of reducers.
  • FIG. 2 schematically represents the electrical block diagram of the operation of the system of FIG. 1.
  • FIG. 2 shows in particular the control means of the electrical machines of the system, namely, in the case where the redundancy applies to all these machines, two sensors 46 LVDT, two resolvers 38a, 38b, and two electric motors 40a, 40b .
  • the control means comprise in particular two segregated electronic control units 54a, 54b which are each connected to a resolver, a sensor and an electric motor, and which have the ability to drive these machines independently.
  • the housings 54a, 54b operate in "passive-active" mode. In nominal mode, the pitch is controlled by the control unit 54a for example, and the control unit 54b is in passive mode. In case of failure detected by a position error for example, the housing 54a is deactivated and the housing 54b is activated.
  • the housings 54a, 54b comprise three interlocking local loops: a torque loop using the phase current measurements, a speed loop using the resolver, and a linear position loop using the LVDT sensor.
  • the housings 54a, 54b receive the position instruction respectively of computer housings 56a, 56b and are associated with electrical networks 58a, 58b for sending a current command to the motors 40a, 40b.
  • control means furthermore comprise an independent power supply device for the electric motor 52.
  • FIG. 3 shows an embodiment of the invention, wherein the system 22 'step actuation has a redundancy of the transmission screw.
  • the architecture comprises two transmission chains. Each of them has a transmission screw, both active during the step control function or during the feathering function. These two transmission screws here have totally different modes of operation. This asymmetrical combination has been studied so that if one of the two screws is blocked, the feathering function can always be activated.
  • Each transmission chain has a gear reduction unit and one or two electrical machines. Angular contact bearings are mounted upstream and downstream of the assembly to ensure their translation under the application of an axial force.
  • the body of these two electrical assemblies can move axially in a fixed body provided with anti-rotation means. Only one electrical set is active and the other passive. In case of blocking of one of the transmission screws, the feathering requires a tilting, the active electrical assembly to be deactivated and the passive electrical assembly to be activated, as described above.
  • system 22 'of FIG. 3 includes all the features of the system 22 of FIG. 1 except for those which are in contradiction with the following.
  • the assembly formed by the transmission screw 26 and the nut 28 is four degrees of freedom (against three previously): in a fixed reference, the nut 28 has two degrees of freedom (in translation and rotation screws with respect to the axis A - respectively arrows X 'and ⁇ '), and the transmission screw 26 also has two degrees of freedom (in translation and in rotation with respect to the axis A - respectively arrows X and ⁇ ).
  • the housing 32 ' is slidably mounted axially in a stator casing 32 ", that is to say fixed, for example by means of a sliding device.
  • the housing 32 ' is prevented from rotating with respect to the casing 32 "by anti-rotation means.
  • the casing 32 ' comprises an axial extension of the side opposite to the propeller 10, on which is fixed the stator of the electric motor 52 of the means 50' of feathering.
  • the rotor of the electric motor 52 is mounted on a shaft 60 which is independent of the stator rotor 30.
  • the shaft 60 is guided in rotation about the axis A by means of a rolling bearing 61, here ball, mounted between the shaft 60 and the housing 32 ', and rotates a nut 62 through a gear reducer 64, which is here also a planetary gear.
  • This gear 64 comprises a planetary shaft 64a integral in rotation with the shaft 60, an outer ring 64b surrounding the planetary shaft and integral with the housing 32 ', and satellites 64c meshing with the planet shaft 64a and the ring 64b and carried by a planet carrier 64d which is here integral in rotation with the nut 62.
  • the nut 62 and the planet carrier 64d are formed in one piece.
  • the part comprising the planet carrier 64d and the nut 62 is centered and guided in the housing 32 'by a pair of bearing bearings 66, here ball bearings. These bearings 66 are angular contact. They are inverted and mounted next to each other between the gearbox 64 and the bearing 34.
  • the nut 62 is traversed by a transmission screw 68 which is fixed.
  • the screw 68 is located at a longitudinal end of a cylindrical body which extends along the axis A inside the shaft, and whose opposite end is secured to the lid 48.
  • the cover 48 is fixed to the stator housing 32 "and can carry a ferromagnetic plunger of one or two LVDT sensors.
  • the nut 62 cooperates with the transmission screw 68. Due to the fixed nature of the transmission screw 68, a rotation of the nut 62 about the axis A causes a displacement in translation of the nut on the Thus, the assembly formed by the transmission screw 68 and the nut 62 has two degrees of freedom: the nut 62 has two degrees of freedom (in translation and in rotational direction). with respect to the axis A - respectively arrows X "and ⁇ "), and the transmission screw 68 does not.
  • a rotation of the nut 62 causes an axial displacement of the nut 62 which, via the bearings 66, will cause an axial displacement of the casing 32 'which will itself, by the intermediate of the bearings 44, cause an axial displacement of the transmission screw 26.
  • the shaft 60 and the rotor 30 (and the screw 26) move simultaneously in translation with the nut 62 and the housing 32 ".
  • FIGS. 4a to 7b make it possible to explain in more detail the various operating cases of the system 22 'according to the invention.
  • Figures 4a, 5a, 6a and 7a illustrate what happens at the two-degree of freedom assembly including transmission screw 68 and nut 62
  • Figures 4b, 5b, 6b and 7b illustrate what occurs at the four degrees of freedom including the transmission screw 26 and the nut 28.
  • Figures 4a and 4b illustrate a first case in which the blades must be feathered when the transmission screw 26 is operational (not blocked).
  • the arrow in dashed lines surmounted by a cross represents the fixed transmission screw 68.
  • the arrow 70 represents the torque Cm applied by the electric motor 52 to the nut 62.
  • This torque Cm is decomposed into an axial component 70a and a radial component 70b.
  • the radial component will be taken up by the transmission screw 68 and this will result in an axial force Fm which will generate a rotation 0m1 of the nut 62 and therefore a translation Xm1 thereof on the screw 68.
  • Xm1 0m1 * 2 ⁇ .
  • Figures 5a and 5b illustrate a second case in which the blades must be feathered when the transmission screw 26 is blocked.
  • Figure 5a is similar to Figure 4a.
  • the force Xm1 will not cause rotation of the screw 26 because of the locking of the latter.
  • the feathering function can be ensured by the activation of the feathering means. If the screw 26 is blocked, the rotation of the propeller 10 will be transmitted not only to the nut 28 but also to the screw 26.
  • Figures 6a and 6b illustrate a third case in which the pitch of the blades must be controlled when the nut 62 is blocked.
  • the feathering function can be ensured by the activation of one of the two motors 40a, 40b. If the nut 62 is blocked, the translation of the housing 32 'is not possible also.
  • the torque Cm developed by the motors 40a, 40b on the propeller side has an axial component. If this axial component is greater than the external force FH, this will result in an axial displacement of the nut 28 connected to the resultant and a 0m2 rotation.
  • Figures 7a and 7b illustrate a fourth case in which the pitch of the blades must be controlled when the transmission screw 68 is operational (not locked).
  • each transmission chain is dedicated to a function, one ensures that of feathering and the other that of the step control.
  • each transmission chain is capable of providing both the feathering function and the step control function.
  • Each transmission chain will include a machine dedicated to step control and a machine dedicated to feathering.
  • This architecture will include four machines in all, an additional machine compared to the previous case. This option is proposed for the following advantages: - in case of short-circuiting of the machine of the control of step, one will activate the machine of the control of the step of the other chain of transmission; no over-sizing of the machines is therefore required to overcome the resistive torque generated by the short-circuiting of the pitch control machine;
  • This electromechanical concept thanks to the natural redundancy of the transmission screw offers considerable reliability and robustness. To maintain a simple architecture, it is essential to be able to propose an architecture that does not include additional electrical device to release the locked screw. This electromechanical concept without additional electrical device avoids the addition of an additional source of failure in the system and also avoids the addition of dormant failures. This electromechanical concept has been studied in principle to cover all cases of failure.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)

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, comprenant : - des premiers moyens de contrôle de pas des pales, qui comportent une première vis de transmission (26) mobile en rotation, - un premier écrou (28) traversé par ladite première vis de transmission et configuré pour coopérer avec les pales en vue de leur déplacement, - des seconds moyens de mise en drapeau des pales, qui comportent une seconde vis de transmission (68) fixe, - un second écrou (62) traversé par ladite seconde vis de transmission et mobile en translation sur ledit second écrou, et en ce que le système est configuré pour qu'un déplacement en translation du second écrou entraîne un déplacement en translation de la première vis de transmission (26).

Description

Système d'actionnement simplifié 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
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.
Le document US-A1 -201 1 /014046 décrit des systèmes indépendants d'actionnement de pas pour deux hélices.
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 premiers moyens de contrôle de pas des pales, qui comportent au moins un moteur électrique d'entraînement d'un premier rotor autour d'un axe longitudinal, et une première vis de transmission entraînée en rotation autour de l'axe par ledit premier rotor,
- un premier écrou traversé par ladite première vis de transmission et configuré pour coopérer avec les pales en vue de leur déplacement,
- des seconds moyens de mise en drapeau des pales, qui comportent au moins un moteur électrique d'entraînement d'un second rotor autour de l'axe, et une seconde vis de transmission fixe, - un second écrou traversé par ladite seconde vis de transmission et entraîné en rotation autour de l'axe par ledit second rotor afin de se déplacer en translation le long de l'axe sur ledit second écrou,
et en ce que le système est configuré pour qu'un déplacement du second écrou en translation le long de l'axe entraîne un déplacement de la première vis de transmission en translation le long de l'axe.
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 premier rotor.
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 comporte une redondance de la vis de transmission.
Le surdimensionnement de la vis est une solution au problème précité C. Cependant, le dimensionnement en fatigue de la vis n'englobe pas tous les aspects liés aux différents cas de panne (pollution, givrage, etc.). L'invention permet de répondre de manière satisfaisante à ce besoin.
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 proposé 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 :
- ledit premier rotor est relié à la première vis de transmission par un premier réducteur, par exemple planétaire,
- ledit second écrou est relié audit second rotor par un second réducteur, par exemple planétaire,
- un porte-satellites du ou de chaque réducteur est guidé en rotation par une paire de paliers à contact oblique et inversés,
- lesdits premiers moyens comprennent au moins deux résolveurs,
- le moteur électrique desdits seconds moyens est 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),
- lesdits moteurs électriques comprennent des stators portés par un premier carter qui est monté coulissant en translation le long de l'axe dans un second carter fixe,
- ledit premier rotor et/ou ladite vis de transmission sont guidés en rotation par au moins un palier dans un carter, de préférence de stator ; dans ce dernier cas, le second carter de l'actionneur est fixe alors que l'écrou monté sur la vis de de transmission est solidaire en rotation de l'hélice ; pour éviter que cette rotation de l'écrou entraîne une translation de celui-ci sur la vis de transmission et donc une variation du pas des pales, il faut que la vis de transmission soit maintenue en rotation en continu et donc que les moteurs électriques fonctionnement en continu ; le maintien du pas requiert donc en continu une mise en rotation des rotors des moteurs ; le contrôle du pas est géré par les différences de régimes de rotation entre l'hélice et les moteurs électriques (ce qui apporte donc une solution au problème D précité), et
- les deux moteurs électriques desdits premiers moyens 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 d'actionnement de pas des pales d'une hélice de turbomachine, au moyen d'un système tel que décrit ci-dessus, comprenant les étapes consistant à :
- maintenir le pas des pales en synchronisant le régime des premiers moyens électriques avec le régime de l'hélice, de façon à ce que ledit premier rotor et l'hélice tournent à la même vitesse angulaire, et
- modifier le pas des pales en désynchronisant le régime des premiers moyens électriques du régime de l'hélice, de façon à ce que ledit premier rotor tourne à une vitesse angulaire différente de celle de l'hélice.
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 ; et
- les figures 4a à 7b sont des schémas illustrant le fonctionnement du système de la figure 3, dans plusieurs cas distincts.
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 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 du 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 50 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 carter 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 a une redondance de la vis de transmission. L'architecture comporte deux chaînes de transmission. Chacune d'elle comporte une vis de transmission, toutes deux actives lors de la fonction du contrôle de pas ou lors de la fonction de mise en drapeau. Ces deux vis de transmission ont ici des modes de fonctionnement totalement différents. Cette combinaison asymétrique a été étudiée pour qu'en cas de blocage d'une des deux vis, la fonction de mise en drapeau puisse toujours être activée. Chaque chaîne de transmission comporte un ensemble réducteur à engrenages et une ou deux machines électriques. Des roulements à contact oblique sont montés en amont et en aval de l'ensemble afin de garantir leur translation sous l'application d'un effort axial. Le corps de ces deux ensembles électriques peut se déplacer axialement dans un corps fixe muni de moyens d'anti-rotation. Seul un ensemble électrique est actif et l'autre passif. En cas de blocage d'une des vis de transmission, la mise en drapeau requiert un basculement, l'ensemble électrique actif devant être désactivé et l'ensemble électrique passif étant à activer, comme décrit précédemment.
Plus précisément, 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', le carter 32' qui entoure le palier 34, les premiers moyens électriques 36, le réducteur 42 et les paliers 44, n'est plus fixe mais est au contraire mobile en translation le long de l'axe A. Ainsi, l'ensemble formé par la vis de transmission 26 et l'écrou 28 est à quatre degrés de liberté (contre trois précédemment) : 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 également deux degrés de liberté (en translation et en rotation vis-à-vis de l'axe A - respectivement flèches X et Θ).
Le carter 32' est monté coulissant axialement dans un carter 32" de stator, c'est-à-dire fixe, par exemple au moyen d'un dispositif à glissières. Le carter 32' est empêché de tourner vis-à-vis du carter 32" par des moyens d'anti-rotation.
Le carter 32' comprend un prolongement axial du côté opposé à l'hélice 10, sur lequel est fixé le stator du moteur électrique 52 des moyens 50' de mise en drapeau. Le rotor du moteur électrique 52 est monté sur un arbre 60 qui est indépendant du rotor ?stator 30. L'arbre 60 est guidé en rotation autour de l'axe A au moyen d'un palier à roulements 61 , ici à billes, monté entre l'arbre 60 et le carter 32', et entraîne en rotation un écrou 62 par l'intermédiaire d'un réducteur à engrenages 64, qui est ici également un réducteur planétaire.
Ce réducteur 64 comprend un arbre planétaire 64a solidaire en rotation de l'arbre 60, une couronne extérieure 64b entourant l'arbre planétaire et solidaire du carter 32', et des satellites 64c engrenant avec l'arbre planétaire 64a et la couronne 64b et portés par un porte-satellites 64d qui est ici solidaire en rotation de l'écrou 62. Dans l'exemple représenté, l'écrou 62 et le porte-satellites 64d sont formés d'une seule pièce.
La pièce comportant le porte-satellites 64d et l'écrou 62 est centrée et guidée dans le carter 32' par une paire de paliers 66 à roulements, ici à billes. Ces paliers 66 sont à contact oblique. Ils sont inversés et montés l'un à côté de l'autre entre le réducteur 64 et le palier 34.
L'écrou 62 est traversé par une vis de transmission 68 qui est fixe. Dans l'exemple représenté, la vis 68 est située à une extrémité longitudinale d'un corps cylindrique qui s'étend le long de l'axe A à l'intérieur de l'arbre, et dont l'extrémité opposée est solidaire du couvercle 48. Comme dans le cas précédent, le couvercle 48 est fixé au carter de stator 32" et peut porter un plongeur ferromagnétique d'un ou deux capteurs LVDT.
L'écrou 62 coopère avec la vis de transmission 68. Du fait du caractère fixe de la vis de transmission 68, une rotation de l'écrou 62 autour de l'axe A entraîne un déplacement en translation de l'écrou sur la vis le long de l'axe A. Ainsi, l'ensemble formé par la vis de transmission 68 et l'écrou 62 est à deux degrés de liberté : l'écrou 62 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 68 n'en a pas.
De manière générale, on comprend qu'une rotation de l'écrou 62 entraîne un déplacement axial de cet écrou 62 qui, par l'intermédiaire des paliers 66, va entraîner un déplacement axial du carter 32' qui va lui-même, par l'intermédiaire des paliers 44, entraîner un déplacement axial de la vis de transmission 26. L'arbre 60 et le rotor 30 (ainsi que la vis 26) se déplacent simultanément en translation avec l'écrou 62 et le carter 32".
Les figures 4a à 7b permettent d'expliquer plus en détail les différents cas de fonctionnement du système 22' selon l'invention. Les figures 4a, 5a, 6a et 7a illustrent ce qui se passe au niveau de l'ensemble à deux degrés de liberté comprenant la vis de transmission 68 et l'écrou 62, et les figures 4b, 5b, 6b et 7b illustrent ce qui se passe au niveau de l'ensemble à quatre degrés de liberté comprenant la vis de transmission 26 et l'écrou 28.
Les figures 4a et 4b illustrent un premier cas dans lequel les pales doivent être mises en drapeau lorsque la vis de transmission 26 est opérationnelle (non bloquée).
Dans la figure 4a, la flèche en traits pointillés surmontées d'une croix représente la vis de transmission 68 fixe. La flèche 70 représente le couple Cm appliqué par le moteur électrique 52 à l'écrou 62. Ce couple Cm se décompose en une composante axiale 70a et une composante radiale 70b. La composante radiale sera reprise par la vis de transmission 68 et il en résultera un effort axial Fm qui va engendrer une rotation 0m1 de l'écrou 62 et donc une translation Xm1 de celui-ci sur la vis 68. Xm1 = 0m1 *2π.
On retrouve l'effort Fm et la translation Xm1 dans la figure 4b, l'effort étant appliqué à la vis de transmission 26. Cet effort se décompose en une composante radiale et une composante normale, cette dernière étant reprise par l'écrou 28. L'effort Xm1 engendrera une rotation 0m2 de la vis 26. Un effort axial extérieur FH est appliqué à l'hélice et donc à l'écrou 28, qui se décompose en une composante axiale et une composante radiale.
Ainsi, si la composante axiale du couple Cm développé par les moyens de mise en drapeau côté repère fixe est supérieure à l'effort axial extérieur, il en résultera un déplacement axial Xm1 des deux ensembles machines électriques. L'effort résultant transitera au travers des quatre paliers 44, 66 à contact oblique. Sous l'effort résultant, l'écrou 62 subira une rotation 0m1 . Sous l'effort résultant, l'ensemble écrou 28 et vis 26 subira donc cette translation. L'effort développé par les moyens de mise en drapeau engendrera une rotation 0m2 de la vis 26. La rotation de l'hélice ΘΗ transmise à l'écrou 28 provoquera un déplacement axial de l'écrou côté hélice. La différence de rotation entre l'hélice ΘΗ et la vis 0m2 provoquera un déplacement axial résultant Xm2 (Xm2 = (ΘΗ - Θηπ2)*2π). Le déplacement axial des excentriques des pales sera donc la résultante entre le déplacement Xm1 issu de la résultante des efforts axiaux et du déplacement Xm2 issu de la différence de rotation entre l'hélice et la vis 26 entraînée en rotation par l'effort développé par les moyens de mise en drapeau.
Les figures 5a et 5b illustrent un second cas dans lequel les pales doivent être mises en drapeau lorsque la vis de transmission 26 est bloquée.
La figure 5a est similaire à la figure 4a. Dans la figure 5b, l'effort Xm1 n'engendrera pas ici de rotation de la vis 26 du fait du blocage de cette dernière.
Ainsi, en cas de blocage de la vis 26 côté hélice, la fonction de mise en drapeau peut être assurée par l'activation des moyens de mise en drapeau. Si la vis 26 est bloquée, la rotation de l'hélice 10 sera transmise non seulement à l'écrou 28 mais aussi à la vis 26. Le couple Cm développé par les moyens de mise en drapeau aura une composante axiale qui sera transmise côté hélice au travers des quatre paliers 44, 66 à contact oblique. Si cette composante axiale est supérieure à l'effort extérieur axial FH, il en résultera un déplacement axial XH de l'ensemble de la vis 26 soumis à la rotation de l'hélice (XH = 0m1 * 2π). Ce déplacement résultant entraînera une rotation 0m1 de l'écrou 62.
Les figures 6a et 6b illustrent un troisième cas dans lequel le pas des pales doit être contrôlé lorsque l'écrou 62 est bloqué.
Si on considère le cas du blocage de l'écrou 62, la fonction de mise en drapeau peut être assurée par l'activation d'un des deux moteurs 40a, 40b. Si l'écrou 62 est bloqué, la translation du carter 32' n'est pas possible également. Le couple Cm développé par les moteurs 40a, 40b côté hélice a une composante axiale. Si cette composante axiale est supérieure à l'effort extérieur FH, il en résultera un déplacement axial de l'écrou 28 lié à la résultante et une rotation 0m2. Le couple Cm développé par les moteurs engendrera aussi une rotation de la vis 26. La différence de rotation entre l'hélice ΘΗ et la vis 0m2 provoquera un déplacement axial résultant XH (XH = (ΘΗ - Θηι2)*2π).
Les figures 7a et 7b illustrent un quatrième cas dans lequel le pas des pales doit être contrôlé lorsque la vis de transmission 68 est opérationnelle (non bloquée).
Si la composante axiale du couple Cm développé par les moteurs électriques 40a, 40b sur l'écrou 28 de la vis de transmission 26 est supérieure FH à l'effort axial extérieur, il en résultera un déplacement axial Xm1 des deux ensembles machines électriques (Xm1 = 0m1 * 2π). L'effort résultant transitera au travers des quatre paliers 44, 66 à contact oblique. Sous l'effort résultant, l'écrou 62 se déplacera en translation et en rotation. Sous l'effort résultant, l'ensemble écrou 28 et vis 26 subira donc cette translation xm1 . Le couple développé par les moteurs engendrera une rotation 0m2 de la vis 26. La rotation de l'hélice ΘΗ transmise à l'écrou 28 provoquera un déplacement axial de cet écrou 28. La différence de rotation entre l'hélice et le moteur provoquera un déplacement axial résultant Xm2 (Xm2 = (ΘΗ - θΓη2)*2π). Le déplacement axial de l'excentrique au pied des pales sera donc la résultante entre le déplacement Xm1 issu de la résultante des efforts axiaux et du déplacement Xm2 issu de la différence de rotation entre l'hélice et la vis 26 entraînée par les moteurs 40a, 40b (un seul des moteurs est toutefois actif à la fois).
Dans le mode de réalisation décrit dans ce qui précède, chaque chaîne de transmission est dédiée à une fonction, l'une assure celle de la mise en drapeau et l'autre celle du contrôle de pas.
Dans une variante de réalisation de l'invention non représentée, chaque chaîne de transmission est capable d'assurer à la fois la fonction de mise en drapeau et la fonction de contrôle de pas. Chaque chaîne de transmission comportera une machine dédiée au contrôle de pas et une machine dédiée à la mise en drapeau. Cette architecture comportera au global quatre machines, soit une machine supplémentaire par rapport au cas précédent. Cette option est proposée pour les avantages suivants : - en cas de court-circuitage de la machine du contrôle de pas, on activera la machine du contrôle du pas de l'autre chaîne de transmission ; aucun surdimensionnement des machines n'est donc requis pour vaincre le couple résistif généré par le court-circuitage de la machine du contrôle de pas ;
- en cas de court-circuitage de la machine de mise en drapeau, on activera la machine de mise en drapeau de l'autre chaîne de transmission ; aucun surdimensionnement des machines pour couvrir ce cas de court-circuitage n'est requis car le choix technologique de la machine de mise en drapeau permet de supprimer le couple résistif en cas de court-circuitage.
Grâce à cette option, la taille des moteurs sera considérablement réduite et la fiabilité augmentée avec néanmoins l'inconvénient d'un moteur supplémentaire. Seule une étude de pré-dimensionnement permettra de quantifier l'avantage en termes de masse et le désavantage en termes de coût. Ce concept électromécanique offre également l'avantage considérable suivant : en cas de blocage d'un des paliers à contact oblique sur une des deux chaînes de transmission, l'autre chaîne de transmission a la capacité d'assurer la mise en drapeau.
Ce concept électromécanique grâce à la redondance naturelle de la vis de transmission permet d'offrir une fiabilité et une robustesse considérables. Pour conserver une architecture simple, il est primordial de pouvoir proposer une architecture qui n'intègre pas de dispositif électrique supplémentaire pour libérer la vis bloquée. Ce concept électromécanique sans dispositif électrique supplémentaire évite l'ajout d'une source de défaillance supplémentaire dans le système et évite également l'ajout de pannes dormantes. Ce concept électromécanique a été étudié dans son principe pour couvrir tous les cas de panne.

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 premiers moyens de contrôle de pas des pales, qui comportent au moins un moteur électrique (40a, 40b) d'entraînement d'un premier rotor
(30) autour d'un axe longitudinal (A), et une première vis de transmission (26) entraînée en rotation autour de l'axe (A) par ledit premier rotor,
- un premier écrou (28) traversé par ladite première vis de transmission et configuré pour coopérer avec les pales en vue de leur déplacement, - des seconds moyens de mise en drapeau des pales, qui comportent au moins un moteur électrique (52) d'entraînement d'un second rotor (60) autour de l'axe (A), et une seconde vis de transmission (68) fixe,
- un second écrou (62) traversé par ladite seconde vis de transmission et entraîné en rotation autour de l'axe (A) par ledit second rotor afin de se déplacer en translation le long de l'axe (A) sur ledit second écrou, et en ce que le système est configuré pour qu'un déplacement du second écrou en translation le long de l'axe (A) entraîne un déplacement de la première vis de transmission (26) en translation le long de l'axe (A).
2. Système (22') selon la revendication 1 , dans lequel lesdits premiers moyens comportent deux moteurs électriques (40a, 40b), de préférence synchrones, d'entraînement d'un même premier rotor (30).
3. Système (22') selon l'une des revendications précédentes, dans lequel ledit premier rotor (30) est relié à la première vis de transmission (26) par un premier réducteur (42), par exemple planétaire.
4. Système (22') selon l'une des revendications précédentes, dans lequel ledit second écrou (62) est relié audit second rotor (60) par un second réducteur (64), par exemple planétaire.
5. Système (22') selon la revendication 3 ou 4, dans lequel un porte- satellites (42d, 64d) du ou de chaque réducteur (42, 64) est guidé en rotation par une paire de paliers (44, 66) à contact oblique et inversés.
6. Système (22') selon l'une des revendications précédentes, dans lequel lesdits premiers moyens comprennent au moins deux résolveurs (38a, 38b).
7. Système (22') selon l'une des revendications précédentes, dans lequel le moteur électrique (52) desdits seconds moyens est un moteur asynchrone.
8. Système (22') selon l'une des revendications précédentes, dans lequel lesdits moteurs électriques (40a, 40b, 52) comprennent des stators portés par un premier carter (32') qui est monté coulissant en translation le long de l'axe (A) dans un second carter (32") fixe.
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 le premier écrou (28) coopère avec des excentriques (20) prévus sur des platines (16) de support et de rotation des pales.
10. Procédé d'actionnement de pas des pales d'une hélice de turbomachine, au moyen d'un système (22') selon l'une des revendications 1 à 8, comprenant les étapes consistant à :
- maintenir le pas des pales (14) en synchronisant le régime des premiers moyens électriques (36) avec le régime de l'hélice, de façon à ce que ledit premier rotor et l'hélice tournent à la même vitesse angulaire, et
- modifier le pas des pales en désynchronisant le régime des premiers moyens électriques du régime de l'hélice, de façon à ce que ledit premier rotor tourne à une vitesse angulaire (Θ) différente de celle de l'hélice (a).
PCT/FR2017/050911 2016-04-20 2017-04-18 Systeme d'actionnement simplifie de pas pour une helice de turbomachine WO2017182748A1 (fr)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
GB1817590.1A GB2563808B (en) 2016-04-20 2017-04-18 Simplified pitch actuation system for a turbomachine propeller
US16/094,623 US10780976B2 (en) 2016-04-20 2017-04-18 Simplified pitch actuation system for a turbomachine propeller

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1653469 2016-04-20
FR1653469A FR3050431B1 (fr) 2016-04-20 2016-04-20 Systeme d'actionnement simplifie de pas pour une helice de turbomachine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2017182748A1 true WO2017182748A1 (fr) 2017-10-26

Family

ID=56896662

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2017/050911 WO2017182748A1 (fr) 2016-04-20 2017-04-18 Systeme d'actionnement simplifie de pas pour une helice de turbomachine

Country Status (4)

Country Link
US (1) US10780976B2 (fr)
FR (1) FR3050431B1 (fr)
GB (1) GB2563808B (fr)
WO (1) WO2017182748A1 (fr)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2559863A (en) * 2016-12-21 2018-08-22 Safran Aircraft Engines Electromechanical pitch actuation system for a turbomachine propeller
GB2559862A (en) * 2016-12-21 2018-08-22 Safran Aircraft Engines System for electromechanical pitch actuation for a turbine engine propeller

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE874455A (fr) * 1978-03-03 1979-06-18 Westeel Guy Perfectionnements aux turbomachines et helices a elements rotoriques reglables en position
US4591313A (en) * 1983-12-30 1986-05-27 The Boeing Company Propeller pitch control system and apparatus
GB2174762A (en) * 1985-05-01 1986-11-12 Gen Electric Counter rotation power turbine
US4688995A (en) * 1985-04-17 1987-08-25 Rolls-Royce Plc Propeller module for an aero gas turbine engine
US20040042897A1 (en) * 2001-01-11 2004-03-04 Paolo Pietricola Turbine engine
US20110014046A1 (en) 2008-03-21 2011-01-20 Snecma System of counter-rotating propellers with a feathering device for propeller blades

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2370135A (en) * 1941-09-25 1945-02-27 Engineering & Res Corp Variable pitch propeller
US2548045A (en) * 1945-08-20 1951-04-10 Harry J Nichols Amplitorque controllable pitch propeller
US8167553B2 (en) * 2009-06-09 2012-05-01 Hamilton Sundstrand Corporation Electrical system for driving a propeller pitch change mechanism

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE874455A (fr) * 1978-03-03 1979-06-18 Westeel Guy Perfectionnements aux turbomachines et helices a elements rotoriques reglables en position
US4591313A (en) * 1983-12-30 1986-05-27 The Boeing Company Propeller pitch control system and apparatus
US4688995A (en) * 1985-04-17 1987-08-25 Rolls-Royce Plc Propeller module for an aero gas turbine engine
GB2174762A (en) * 1985-05-01 1986-11-12 Gen Electric Counter rotation power turbine
US20040042897A1 (en) * 2001-01-11 2004-03-04 Paolo Pietricola Turbine engine
US20110014046A1 (en) 2008-03-21 2011-01-20 Snecma System of counter-rotating propellers with a feathering device for propeller blades

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2559863A (en) * 2016-12-21 2018-08-22 Safran Aircraft Engines Electromechanical pitch actuation system for a turbomachine propeller
GB2559862A (en) * 2016-12-21 2018-08-22 Safran Aircraft Engines System for electromechanical pitch actuation for a turbine engine propeller
US10766604B2 (en) 2016-12-21 2020-09-08 Safran Aircraft Engines System for electromechanical pitch actuation for a turbine engine propeller
GB2559863B (en) * 2016-12-21 2022-03-09 Safran Aircraft Engines Electromechanical pitch actuation system for a turbomachine propeller
GB2559862B (en) * 2016-12-21 2022-05-11 Safran Aircraft Engines System for electromechanical pitch actuation for a turbine engine propeller

Also Published As

Publication number Publication date
GB2563808A (en) 2018-12-26
US20190106198A1 (en) 2019-04-11
FR3050431A1 (fr) 2017-10-27
GB201817590D0 (en) 2018-12-12
GB2563808B (en) 2021-07-21
FR3050431B1 (fr) 2018-04-27
US10780976B2 (en) 2020-09-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
FR3050433A1 (fr) Systeme simplifie d'actionnement de pas pour une helice de turbomachine
EP1306558B1 (fr) Dispositif électrohydraulique de changement de pas d'hélice
EP1481459B1 (fr) Actionneur lineaire comprenant un moteur electrique polyphase sans balais
EP3400169B1 (fr) Dispositif pour le verrouillage du pas et la mise en drapeau de pales de soufflante à orientation réglable d'une hélice de turbomachine
FR2712250A1 (fr) Procédé et dispositif de commande de variation du pas des pales d'un rotor.
EP3464855B1 (fr) Turbomachine d'aéronef avec réducteur epicycloidal à rapport de réduction variable
EP1953084A1 (fr) Turbopropulseur à hélice à pas réglable
FR3049572B1 (fr) Systeme de commande de pas d'helice
EP3049327A1 (fr) Dispositif d'alimentation en fluide hydraulique d'un verin et mecanisme de commande de pas des pales d'une helice de turbomoteur comportant le verin
WO2017182734A1 (fr) Système d'actionnement de pas pour une hélice de turbomachine
WO2014006309A1 (fr) Dispositif de ventilation et d'alimentation électrique d'un calculateur de moteur d'aéronef
FR3111326A1 (fr) Ensemble propulsif a helice a pales repliable et procede d'arret de l'helice dans une position angulaire indexee
EP3510253B1 (fr) Dispositif de pilotage des volets d'entrée d'air via un actionneur piézoélectrique multicouche
WO2017182748A1 (fr) Systeme d'actionnement simplifie de pas pour une helice de turbomachine
FR3060523A1 (fr) Systeme d'actionnement electromecanique de pas pour une helice de turbomachine
FR2945680A1 (fr) Actionneur lineaire electromecanique pour turbomachine
FR3060525A1 (fr) Systeme d'actionnement electromecanique de pas pour une helice de turbomachine
FR3060526A1 (fr) Systeme d'actionnement electromecanique de pas pour une helice de turbomachine
EP3574200B1 (fr) Circuit d'alimentation en carburant de turbomachine
WO2022200088A1 (fr) Système et procédé de commande de la modification du pas des pales d'une turbomachine
FR3060524A1 (fr) Systeme d'actionnement electromecanique de pas pour une helice de turbomachine
WO2017118793A1 (fr) Module de soufflante a aubes a calage variable pour une turbomachine
FR3046405A1 (fr) Dispositif de commande de l'orientation des pales de soufflante d'un turbopropulseur
FR3004296A1 (fr) Moteur electrique a faible couple de court-circuit, dispositif de motorisation a plusieurs moteurs et procede de fabrication d`un tel moteur
EP0490755A1 (fr) Mécanisme de transmission de puissance entre un arbre moteur et deux ensembles à entraîner, utilisable notamment sur les giravions

Legal Events

Date Code Title Description
NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 201817590

Country of ref document: GB

Kind code of ref document: A

Free format text: PCT FILING DATE = 20170418

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 1817590.1

Country of ref document: GB

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 17721789

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 17721789

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1