WO2024256776A1 - Ensemble propulsif pour aéronef pourvu d'une hélice et d'un dispositif de calage cyclique des aubes de l'hélice et procédé de régulation du calage cyclique des aubes de l'hélice - Google Patents

Ensemble propulsif pour aéronef pourvu d'une hélice et d'un dispositif de calage cyclique des aubes de l'hélice et procédé de régulation du calage cyclique des aubes de l'hélice Download PDF

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Arnaud Jimmy Marcel LANGLOIS
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    • B64D2027/005—Aircraft with an unducted turbofan comprising contra-rotating rotors, e.g. contra-rotating open rotors [CROR]

Definitions

  • Propulsion assembly for an aircraft provided with a propeller and a device for cyclic pitch of the propeller blades and method for regulating the cyclic pitch of the propeller blades
  • the present disclosure relates to a propulsion unit for an aircraft provided with a propeller and a device for cyclic pitch of the propeller blades and a method for regulating the cyclic pitch of the propeller blades.
  • aircraft propulsion unit provided with a propeller designates all gas turbine devices producing thrust necessary for the propulsion of an aircraft, in particular an airplane, by reaction to the high-speed ejection of gas, essentially by the propeller.
  • propeller designates an unducted fan rotor.
  • Aircraft propulsion units provided with at least one propeller are also known by the English terms “open fan” or “unducted fan”.
  • This 1P stress (or 1 P moment) is the result of a pressure differential exerted by the incident air flow on the propeller blades, linked to the rotation of the propeller. Indeed, since the incident air flow is generally not parallel to the axis of rotation of the propeller, a pressure differential is exerted by this air flow on the diametrically opposed blades of the propeller. This generates a resulting stress on the entire propeller, as well as on the shaft carrying the propeller and on the entire drive energy transmission chain to the propeller. This stress is significant and must be taken into account for the dimensioning of the engine.
  • the propellers and the power transmission chain of aircraft engines must generally be particularly resistant from a mechanical point of view, and are sometimes provided with a cyclic, active or passive timing mechanism (see for example FR2997138, FR3067415 or FR3101664), but all this can significantly penalize the mass of the engine, and therefore the efficiency of the engine. There is therefore a need in this sense, for optimizations.
  • One embodiment relates to a propulsion assembly for an aircraft, the propulsion assembly extending along an axis and comprising a propulsion module having a propeller provided with blades, a rectifier, and a propeller shaft configured to drive the propeller in rotation, the blades of the propeller being wholly or partly made of composite material; a gas generator having a drive shaft; a speed reduction device coupling the drive shaft and the propeller shaft in rotation, and configured to drive the propeller shaft at a rotational speed lower than the rotational speed of the drive shaft; and a device for cyclic timing of the propeller blades.
  • the cyclic timing device is on the one hand associated with a stator in the propulsion assembly and on the other hand associated with the propeller which is connected to the propeller shaft associated with the reduction device.
  • upstream and downstream are defined relative to the normal flow direction of the fluid (from upstream to downstream) through the propulsion assembly.
  • the axial direction corresponds to the direction of the axis of the propulsion assembly
  • a radial direction is a direction perpendicular to the axis.
  • the azimuthal or circumferential direction corresponds to the direction describing a ring around the axial direction.
  • the three axial directions, radial and azimuthal correspond respectively to the directions defined by the coast, the radius and the angle in a cylindrical coordinate system.
  • the adjectives "inner”/"inner” and “outer”/”outer” are used in reference to a radial direction so that the inner part (i.e. radially inner) of an element is closer to the axis than the outer part (i.e. radially outer) of the same element.
  • propulsion unit means “propulsion unit for aircraft”.
  • cyclic timing device means “device for cyclic timing of propeller blades”.
  • a rectifier is a stationary bladed wheel rotating around the axis of the propulsion unit (i.e. the rectifier is a stator), the propeller being a mobile bladed wheel rotating around the axis of the propulsion unit (i.e. the propeller is a rotor).
  • the rectifier generally arranged downstream of the propeller, has the function of straightening the air flow downstream of the propeller along the axis.
  • the gas generator may be a single, double or triple body gas generator, and comprises from upstream to downstream, along the axis, a compressor (or compressor section), a combustion chamber, and a turbine (or turbine section).
  • the term “composite material” designates a material comprising reinforcing fibers, for example long reinforcing fibers, for example with a length greater than or equal to 1 cm (one centimeter), embedded in a matrix of polymeric material, for example an epoxy resin.
  • the fibers may comprise strands of carbon fibers.
  • the fibers may comprise strands of glass fibers within strands of carbon fibers. Examples of such materials are described in EP2588758, WO2022018353 or W02022208002.
  • 3D woven or laminated blades are considered to be blades made of composite material.
  • Each blade of the propeller may be entirely of composite material, or may comprise a portion, for example the airfoil, of composite material, and another portion, for example the root and/or an internal spar extending longitudinally from the root inside the airfoil, of another material, for example metal.
  • the pitch or pitch angle of a blade corresponds to the angle made by a chord of the blade, the chord being an abstract geometric segment extending, at a given height of the aerodynamic profile, between the leading edge and the trailing edge of the blade, with the axis of rotation of the propeller within which the blade is mounted.
  • a cyclic pitch device is a device configured to adjust the pitch of each blade of the propeller as a function of its angular position about the axis of the propeller, during rotation of the propeller about its axis.
  • the cyclic pitch of the blades is different from a possible collective pitch of the blades in that it is specific to each of the blades and different for each of the blades of the propeller, at least for the adjacent blades within the propeller.
  • a collective pitch corresponds to a pitch common to all the blades of the propeller.
  • a cyclic pitch angle can be considered as a compensation or correction pitch angle, specific to each blade taken individually and depending on the angular position of the blade about the axis of rotation of the propeller, of a collective pitch angle (fixed or variable) common to all the blades.
  • a cyclic timing device may be configured to adjust only the cyclic timing of the blades, or to adjust the cyclic timing and an optional collective timing of the blades.
  • a cyclic timing device may be separate from an optional collective timing device, or may also form a collective timing device.
  • the cyclic timing device makes it possible to significantly reduce the mechanical stresses on each of the propeller blades linked to the 1 P constraints, thanks to which it is possible to use blades made entirely or partly of composite material, having a different resistance from a mechanical point of view than that of more traditional materials such as metal, and lighter.
  • the combination of the use of a cyclic timing device and blades entirely or partly made of composite material creates a synergy which leads to a reduction in the mechanical stresses generated by the 1 P constraints within the chain of transmission of the engine torque to the propeller, which allows a more favorable dimensioning of the various elements involved in terms of mass, and therefore improves the efficiency.
  • This also allows for better balance of the aircraft on which the propulsion unit is mounted, for example by specifically managing the overhang of the propulsion unit in relation to the wing which supports it on the aircraft.
  • the propeller shaft may be coaxial with the drive shaft.
  • the axis of the propeller shaft and the axis of the drive shaft can be coaxial and coincident with the axis of the propulsion unit.
  • Such a configuration makes it possible to use a simpler external casing of the gas generator with a relatively reduced mass. Furthermore, the stability of the air flow The gas generator feed air flow is improved while the part of the propeller blades radially closer to the axis performs a first compression of the gas generator feed air flow, upstream of the gas generator, which improves efficiency.
  • the propeller blade cyclic timing device may comprise exactly three or four cylinders.
  • the cylinders may be of the “single chamber” or “double chamber” type. All cylinders may be of the same type, but not necessarily. Generally, they are associated with a stator in the propulsion assembly and make it possible to control a movement associated with the propeller in the cyclic pitch device of the propeller blades via members rotating in correlation with the propeller shaft.
  • Such a number of cylinders allows optimization of the mass of the cyclic wedging device while ensuring a satisfactory level of safety. Indeed, three cylinders are sufficient to ensure the operation of the cyclic wedging device. For example, if at least one of these three cylinders (therefore providing exactly three cylinders) is of the “double chamber” type, a certain redundancy is obtained that is sufficient to ensure the required availability of the cyclic wedging device with an acceptable impact on the overall mass of the system.
  • a fourth cylinder (therefore providing exactly four cylinders) makes it possible to ensure sufficient redundancy to ensure the required availability of the cyclic wedging device with an acceptable impact on the overall mass of the system.
  • the cylinders may be regularly distributed circumferentially around the axis.
  • Such a configuration makes it possible to distribute the mass of the cylinders evenly within the propulsion assembly, a good distribution of the forces generated by the cylinders, and therefore an optimization which makes it possible to reduce as much as possible the capacity, and therefore the mass of the cylinders.
  • the propeller blade cyclic pitching device may comprise at least one cylinder, the at least one cylinder being configured to adopt a position within a total collective pitch stroke, and to allow a cyclic pitch stroke of between ⁇ 40 mm (plus or minus forty millimeters), for example between ⁇ 20 mm (plus or minus twenty millimeters), for example between ⁇ 16 mm (plus or minus sixteen millimeters), for example between ⁇ 9.6 mm (plus or minus nine millimeters and six tenths of a millimeter), around said position.
  • all the cylinders may be identical and configured to adopt a position within a total collective timing stroke, and to allow a cyclic timing stroke of ⁇ 40 mm (plus or minus forty millimeters), for example between ⁇ 20 mm (plus or minus twenty millimeters), for example between ⁇ 16 mm (plus or minus sixteen millimeters), for example between ⁇ 9.6 mm (plus or minus nine millimeters and six tenths of a millimeter), around said position.
  • the cylinder may have a sliding rod, this sliding rod having a reference point, for example the distal end of the rod, and that this reference point is movable between two extreme positions defining the total stroke of the cylinder, this total stroke allowing collective setting according to a total collective setting stroke and cyclic setting for all positions of the cylinder within the total collective setting stroke.
  • a sliding rod this sliding rod having a reference point, for example the distal end of the rod, and that this reference point is movable between two extreme positions defining the total stroke of the cylinder, this total stroke allowing collective setting according to a total collective setting stroke and cyclic setting for all positions of the cylinder within the total collective setting stroke.
  • the cyclic timing device for the propeller blades may include a timing ring pivoted about the axis and sliding parallel to the axis.
  • the shim ring is pivoted around the axis, for example to ensure the cyclic shim of the blades.
  • the shim ring is sliding along the axis, for example to ensure collective shim.
  • Such a ring can reduce the overall mass of the system, improve the guidance, the rigidity of the assembly and the precision of the shim.
  • the shim ring may be slidably mounted on the propeller shaft or on a stator.
  • the shim ring may have an internal radius of between 150 mm (one hundred and fifty millimeters) and 450 mm (four hundred and fifty millimeters), for example 225 mm (two hundred and twenty-five millimeters).
  • the shim ring may be rotatable over an angular range of between ⁇ 30° (plus or minus thirty degrees of angle), for example between ⁇ 15° (plus or minus fifteen degrees of angle), for example between ⁇ 10.5° (plus or minus ten degrees of angle and five tenths of degrees of angle) for example approximately ⁇ 4.0° (plus or minus four degrees of angle).
  • Such a range of ball joint movement makes it possible to ensure the efficiency required for a propulsion unit of the “open fan” type in its aerodynamic context, on an aircraft, for example an airplane, in flight, while being dimensioned as precisely as possible, which indirectly makes it possible to optimize the mass of the unit.
  • a large angular range can make it possible to improve the precision of the system.
  • the propeller blade cyclic pitch device may include a pressure accumulator configured to provide safety control energy to bring the blades (i.e. all blades) into feathering.
  • the “flag” position of the blades corresponds to the position of the blades which minimizes the master torque of the propeller.
  • the setting associated with the “flag” position is the setting which minimizes the drag of the propeller relative to the air flow passing through the propeller.
  • Such a pressure accumulator is a reliable safety system (in particular due to the physical proximity between the accumulator and the actuators or cylinders, which improves the chances of the system withstanding extreme accidents such as loss of a propeller blade) and relatively light compared to other possible safety systems.
  • the cyclic timing angle may be between ⁇ 30° (plus or minus thirty degrees of angle), e.g. ⁇ 6° (plus or minus six degrees of angle).
  • Such a cyclic pitch angle amplitude ensures the efficiency required for a propulsion unit of the “open fan” type in its aerodynamic context, on an aircraft, for example an airplane, in flight, while being dimensioned as precisely as possible, which indirectly makes it possible to optimize the mass of the unit.
  • the propeller may have a diameter measured at the leading edge greater than or equal to 1.98 m (one meter and ninety-eight hundredths of a meter) and less than or equal to 6.12 m (six meters and twelve hundredths of a meter), for example greater than or equal to 1.98 m (one meter and ninety-eight hundredths of a meter) and less than or equal to 4.30 m (four meters and thirty hundredths of a meter).
  • Such blades make it possible to optimize the overall efficiency of the propulsion unit mounted on an aircraft, for example an airplane, according to the need associated with the category of the airplane (eg number of seats), which indirectly makes it possible to optimize the mass of the unit. Furthermore, a large propeller diameter can make it possible to improve the propulsive efficiency despite the increase in mass that this can represent.
  • the propeller may comprise at least 10 (ten) blades and at most 18 (eighteen) blades.
  • the propeller may have a hub-to-head ratio greater than or equal to 0.22 (twenty-two hundredths) and less than or equal to 0.35 (thirty-five hundredths), for example greater than or equal to 0.25 (twenty-five hundredths) and less than or equal to 0.35 (thirty-five hundredths), for example less than or equal to 0.27 (twenty-seven hundredths).
  • the hub-to-head ratio is the ratio of the inner radius of the propeller divided by the outer radius of the propeller.
  • the inner radius corresponds to the radial distance between the axis of rotation of the propeller and the point of intersection of the leading edge of the aerodynamic profile of the propeller blades with the aerodynamic surface of the internal inter-blade platform.
  • the outer radius corresponds to the distance between the axis of rotation of the propeller and the point of intersection between the leading edge of the aerodynamic profile of the propeller blades and the tip of the propeller blades (and corresponds to half the diameter of the propeller).
  • Such a hub-to-head ratio makes it possible to ensure the required aerodynamic and acoustic efficiency, and therefore satisfactory overall efficiency of the propulsion unit, while optimizing the mass of the propulsion unit.
  • the propeller may include at least 10 (ten) blades and at most 16 (sixteen) blades and the hub-to-head ratio may be greater than or equal to 0.25 (twenty-five hundredths) and less than or equal to 0.30 (thirty hundredths).
  • the propeller may include at least 14 (fourteen) blades and at most 18 (eighteen) blades and the hub-to-head ratio may be greater than or equal to 0.30 (thirty-hundredths) and less than or equal to 0.35 (thirty-five hundredths).
  • the reduction mechanism may have a reduction ratio greater than or equal to 2.5 (two and five tenths) and less than or equal to 11.0 (eleven), for example greater than or equal to 2.7 (two and seven tenths) and less than or equal to 6.0 (six), for example greater than or equal to 2.7 (two and seven tenths) and less than or equal to 3.6 (three and six tenths), for example around 3.0 (three).
  • the gas generator may include a high pressure body and a low pressure body.
  • the high-pressure body comprises a high-pressure compressor rotatably coupled with a high-pressure turbine via a high-pressure shaft.
  • the low-pressure body comprises a low-pressure compressor arranged upstream of the high-pressure compressor, and a low-pressure turbine, arranged downstream of the high-pressure turbine, and rotatably coupled with the low-pressure compressor via a low-pressure shaft.
  • the low-pressure shaft can form the drive shaft of the gas generator.
  • the compressor of the gas generator comprises the low-pressure and high-pressure compressors.
  • the turbine of the gas generator comprises the low-pressure and high-pressure turbines.
  • the low pressure body may include a low pressure turbine, the low pressure turbine having at least 3 (three) stages and at most 8 (eight) stages. [0053] This makes it possible to optimize the overall efficiency of the propulsion unit, and in particular the low pressure turbine in an “open fan” context, which indirectly makes it possible to optimize the mass of the propulsion unit.
  • the low pressure body may include a low pressure compressor, the low pressure compressor having at least 2 (two) stages and at most 5 (five) stages.
  • the high pressure body may include a high pressure turbine, the high pressure turbine having 2 (two) stages.
  • the high pressure body may include a high pressure compressor, the high pressure compressor having at least 8 (eight) stages and at most 11 (eleven) stages.
  • the propeller blade cyclic pitch device may be configured to regulate the propeller blade cyclic pitch based on one or more aircraft parameters on which the propulsion assembly is configured to be mounted, for example at least one parameter among the aircraft angle of attack, roll and yaw.
  • the aircraft angle of attack corresponds to the angle formed between the axis of the aircraft fuselage and the velocity vector of the aircraft projected onto the median plane of the aircraft extending between the wings.
  • the roll measured in degrees of angle, corresponds to the angular position of the aircraft about the axis of the fuselage relative to the horizontal reference position.
  • the yaw measured in degrees of angle, corresponds to the angle formed between the axis of the aircraft fuselage and the velocity vector of the aircraft projected onto the plane of the aircraft including the wings.
  • the propeller blade cyclic timing device may be configured to regulate the propeller blade cyclic timing as a function of one or more parameters of the gas generator, for example as a function of at least one parameter among the speed, the power, the torque, for example the torque of a low pressure body.
  • the device for cyclical setting of the blades of the propeller may comprise at least one sensor, for example arranged on at least one of the propeller shaft, a propeller bearing support, a control member of the device for cyclical setting of the blades of the propeller, for example a setting ring or a cylinder, the at least one sensor being configured to determine a moment 1 P.
  • Such a sensor can make it possible to control a cyclic timing device without having to resort to parameters specific to the aircraft.
  • the propeller blade cyclic timing device may include an inertial unit configured to determine the angle of attack, roll, and yaw of the aircraft on which the propulsion assembly is mounted.
  • Such an inertial unit can make it possible to control a cyclic timing device without having to resort to parameters specific to the aircraft.
  • One embodiment relates to a method for regulating the cyclic pitch of the propeller blades of the propulsion unit according to any one of the embodiments described in the present disclosure, in which the cyclic pitch of the propeller blades is regulated as a function of at least one aircraft parameter on which the propulsion unit is configured to be mounted and/or at least one parameter of the gas generator.
  • FIG. 1 Figure 1 shows an aircraft equipped with a propulsion unit
  • Figure 2 shows a sectional view of the propulsion assembly of Figure 1
  • Figure 3 shows a schematic sectional view of a planetary type speed reduction device
  • Figure 4 shows a schematic sectional view of an epicyclic type speed reduction device
  • Figure 5 shows a schematic sectional view of the cyclic timing device of the propulsion unit of Figure 1, according to a first variant
  • Figure 6 shows a schematic sectional view of the cyclic timing device of the propulsion unit of Figure 1, according to a second variant
  • Figure 7 is a graph showing the cyclic timing of the propeller blades as a function of the angular position of the blades.
  • Figure 8 represents a schematic view of the blades of the propeller of the propulsion unit of Figure 1, seen according to arrow VIII of Figure 1, and
  • Figure 9 shows steps of a method for regulating the cyclic pitch of the blades of the propeller of the propulsion unit of Figure 1.
  • Figure 2 shows a schematic sectional view of the propulsion assembly 10, according to plane II of Figure 1.
  • the propulsion assembly 10 extends along an axis X, and comprises a propulsion module 20, a gas generator 30, a speed reduction device 40 and a cyclic timing device 50.
  • the axis X is not necessarily parallel to the axis A.
  • the propulsion module 20 has a propeller 22 provided with a plurality of blades 22A, a rectifier 24 provided with a plurality of blades 24A, and a propeller shaft 26. configured to drive the propeller 22 in rotation.
  • the propeller shaft 26 may extend along the X axis.
  • the blades 22A of the propeller 22 may be wholly or partly made of composite material.
  • the blades 24A of the rectifier 24 may be wholly or partly made of composite material.
  • the propeller 22 may comprise between 10 and 18 blades 22A and the rectifier 24 may comprise a smaller number of blades 24A, for example between 8 and 16 blades 24A.
  • the pitch of the blades 24A of the rectifier 24 may be fixed or variable.
  • the propeller 22 may have a diameter D measured at the leading edge greater than or equal to 1.98 m and less than or equal to 6.12 m, for example greater than or equal to 1.98 m and less than or equal to 4.30 m.
  • the propeller 22 may have a hub-to-head ratio RI/RE greater than or equal to 0.22 and less than or equal to 0.35, for example greater than or equal to 0.25 and less than or equal to 0.35, for example less than or equal to 0.27.
  • the internal radius RI corresponds to the radial distance between the axis of rotation X of the propeller 22 and the point of intersection of the leading edge 22A1 of the aerodynamic profile of the blades 22A of the propeller 22 with the aerodynamic surface SA of the internal inter-blade platform.
  • the external radius RE corresponds to the distance between the axis of rotation X of the propeller 22 and the point of intersection between the leading edge of the aerodynamic profile of the blades 22A of the propeller 22 and the tip of the blades of the propeller (and corresponds to half the diameter D of the propeller 22).
  • the propeller 22 may comprise at least 10 blades 22A and at most 18 blades 22A. According to one variant, the propeller 22 may comprise at least 10 blades 22A and at most 16 blades 22A and the hub-to-head ratio RI/RE may be greater than or equal to 0.25 and less than or equal to 0.30. According to another variant, the propeller 22 may comprise at least 14 blades 22A and at most 18 blades 22A and the hub-to-head ratio RI/RE may be greater than or equal to 0.30 and less than or equal to 0.35.
  • the gas generator 30 has a drive shaft 33A.
  • the drive shaft can extend along the X axis.
  • the propeller shaft 26 can be coaxial with the drive shaft 33A, and their respective axis of rotation can coincide with the X axis of the propulsion unit 10.
  • This makes it possible to have an annular air inlet within the gas generator 30 coaxial with the X axis, whereby the outer casing of the gas generator has a relatively simple shape and has a certain symmetry of revolution, which tends to reduce possible air flow disturbances.
  • the gas generator 30 comprises from upstream to downstream, the gases flowing within the propulsion assembly 100 from upstream to downstream, a compressor 32 (or compressor section 32), a combustion chamber 34, and a turbine 36 (or turbine section 36).
  • the gas generator 30 may be of the double-body type and comprise a low-pressure body 30A and a high-pressure body 30B.
  • the low-pressure body 30A may comprise a low-pressure compressor 32A rotatably coupled with a low-pressure turbine 36A via a low-pressure shaft 33A which may form the drive shaft of the gas generator 30.
  • the high-pressure body 30B may comprise a high-pressure compressor 32B disposed downstream of the low-pressure compressor 32A and upstream of the combustion chamber 34, and a high-pressure turbine 36B, disposed downstream of the combustion chamber 34 and upstream of the low-pressure turbine 36A, and rotatably coupled with the high-pressure compressor 32B via a high-pressure shaft 33B.
  • the compressor 32 of the gas generator 30 may comprise the low- and high-pressure compressors 32A and 32B.
  • the turbine 36 of the gas generator 30 may comprise the low and high pressure turbines 36A and 36B.
  • the low pressure and high pressure shafts 33A and 33B may be coaxial.
  • the high pressure shaft 33B may receive a portion of the low pressure shaft 33A.
  • the low pressure 33A and high pressure 33B shafts may be co-rotating, i.e. configured to rotate relative to one another in the same direction about the X axis.
  • the low pressure 33A and high pressure 33B shafts may be counter-rotating, i.e. configured to rotate relative to one another in opposite directions about the X axis.
  • the rotational speed of the low pressure body 33A may be lower than the rotational speed of the high pressure body 33B.
  • the propulsion assembly may be of the triple-body type.
  • the turbine 36 may comprise an intermediate turbine arranged axially between the high-pressure turbine 36B and the low-pressure turbine 36A and configured to drive an intermediate compressor arranged axially between the low-pressure compressor 32A and the high-pressure compressor 32B via an intermediate shaft.
  • the intermediate shaft may be housed between the low-pressure shaft 33A and the high-pressure shaft 33B.
  • the intermediate shaft and the low-pressure shaft 33B may be co-rotating or counter-rotating relative to each other.
  • Each compressor 32A, 32B and turbine 36A, 36B may comprise a plurality of stages, each stage comprising a bladed wheel, respectively 32AA, 32BA, 36AA, 36BA, rotatable about the axis X (or rotor) and a bladed wheel, respectively 32AB, 32BB, 36AB, 36BB, fixed about the axis X (or stator).
  • the low-pressure compressor 32A may have at least 2 stages and at most 5 stages, for example 2 stages
  • the high-pressure compressor 32B may have between 8 stages and 11 stages (only two stages being shown for clarity of the figure)
  • the high-pressure turbine 36B may have 2 stages
  • the low-pressure turbine 36B may have 2 stages.
  • pressure 36A can have between 3 stages and 8 stages (only two stages being shown for clarity of the figure).
  • a rectifier 37, or fixed bladed wheel rotating about the X axis can be arranged downstream of the combustion chamber 34 and upstream of the high pressure turbine 36B.
  • a speed reduction device 40 may indirectly rotationally couple the drive shaft 33A with the propeller shaft 26.
  • the speed reduction device 40 may be configured to drive the propeller shaft 26 at a rotational speed lower than the rotational speed of the drive shaft 33A.
  • the drive shaft 33A connects the low-pressure turbine 36A (or the low-pressure body 30A) to an input of the speed reduction device 40 while the propeller shaft 26 connects an output of the speed reduction device 40 to the propeller 22.
  • the propeller 22 is therefore driven by the low-pressure turbine 36A (or the low-pressure body 30A) via the drive shaft 33A (or low-pressure shaft), the speed reduction device 40 and the propeller shaft 26.
  • the speed reduction device 40 can be arranged, considered along the X axis, between an upstream end of the drive shaft 33A and a downstream end of the propeller shaft 36.
  • the speed reduction device 40 may be a reduction device with an epicyclic gear train, for example of the “epicyclic” or “planetary” type according to the terminology sometimes used by those skilled in the art.
  • Such a mechanism may comprise a single stage, two stages or more than two stages.
  • the reduction device 40 may be of the planetary or "star" type and comprise a sun pinion 40A, which forms the input of the reduction mechanism 40.
  • the axis of rotation of the sun pinion 40A forms the axis of rotation of the reduction mechanism 40, and may be the same as the axis X of the propulsion assembly 10.
  • the sun pinion 40A is configured to be driven in rotation by the drive shaft 33A.
  • a crown 40B forms the output of the reduction mechanism 40.
  • the crown 40B is coaxial with the sun gear 40A and configured to rotate the propeller shaft 26 about the axis X.
  • the crown 40B is fixedly mounted on a stator part 40E” of the propulsion assembly 10 and the propeller shaft 26 is driven in rotation by the planet carrier 40D” (which is therefore mobile in rotation relative to the stator part 40E” of the propulsion assembly 10, for example relative to a casing upstream of the compressor 32).
  • the stator parts 40E and 40E” may correspond to different parts of the same element, or else correspond to distinct elements.
  • the diameter of the crown 40B is greater than the diameter of the satellite carrier 40D, 40D” which is itself greater than the diameter of the sun pinion 40A, the satellites 40C are radially arranged between the sun pinion 40A and the crown 40B, and the rotation speed of the propeller shaft 26 is lower than the rotation speed of the drive shaft 33A.
  • the primary air flow F1 flows in a vein called the “primary vein”, inside the gas generator 30, sometimes also called the primary body, passing successively through the low-pressure compressor 32A, the high-pressure compressor 32B, the combustion chamber 34, the high-pressure turbine 36B, the low-pressure turbine 36A, then through the outlet nozzle 38.
  • the expansion of the combustion gases downstream of the combustion chamber 34 within the turbine 36 provides the energy to drive the high- and low-pressure turbines 36B, 36A, and therefore the shafts 33A and 33B, in rotation.
  • the secondary air flow F2 sometimes also called “bypass air flow”, flows through the rectifier 24, then along the gas generator 30, outside the gas generator 30.
  • This secondary air flow F2 provides by reaction the vast majority of the thrust generated by the propulsion assembly 10.
  • the secondary air flow F2 can also make it possible to cool the gas generator 30 from the outside.
  • the bypass ratio (or BPR) of the propulsion unit 10 is equal to the ratio of the mass flow rate of the secondary air flow F2 divided by the mass flow rate of the primary air flow F1 entering the gas generator 30.
  • a high bypass ratio reflects the fact that most of the thrust is provided by the secondary flow F2, and that the energy provided by the primary flow F1 is mainly used to generate the secondary air flow F2.
  • the primary air flow F1 is mainly used to generate the energy to drive the propulsion module while the secondary air flow is mainly used to generate the thrust.
  • the bypass ratio of the propulsion unit 10 may be greater than or equal to 40, for example greater than or equal to 40 and less than or equal to 80.
  • the propulsion assembly 10 may be configured to provide a thrust of between 18,000 Ibf (80,068 N) and 51,000 Ibf (22,2411 N), for example between 20,000 Ibf (88,964 N) and 35,000 Ibf (15,5688 N), when the propulsion assembly 10 is stationary, uninstalled, in takeoff mode in a standard atmosphere (as defined by the International Civil Aviation Organization (ICAO) manual, Doc 7488/3, 3rd edition) and at sea level.
  • Ibf 80,068 N
  • 51,000 Ibf 22,2411 N
  • Ibf 88,964 N
  • 35,000 Ibf 15,5688 N
  • the device for cyclical setting of the blades of the propeller 50 is described in more detail with reference to FIG. 5.
  • the cyclical setting device 50 may comprise a plurality of cylinders 52, for example exactly four cylinders 52 (only one cylinder being shown in FIG. 5).
  • the cylinders 52 may be of the “single chamber” type.
  • the cyclical setting device 50 may comprise exactly three cylinders 52, at least one of the cylinders 52, or even all of the cylinders 52, being of the “double chamber” type.
  • the cylinders 52 may be regularly distributed circumferentially around the X axis, for example every 90° in the case where the cyclic setting device 50 comprises exactly four cylinders 52.
  • the cylinders 52 may be configured to adopt a position P within a total collective setting stroke CT, and to allow a cyclic setting stroke CC comprised between ⁇ 40 mm, for example between ⁇ 20 mm, for example between ⁇ 16 mm, for example between ⁇ 9.6 mm, around said position P.
  • the cylinders 52 are for example hydraulic cylinders.
  • Each cylinder 52 can be supplied with pressurized oil via a supply line 51, specific to each cylinder 52 and independent for each cylinder 52.
  • These independent supply lines 51 can extend via arms 55A of the intermediate casing 55. In other words, the supply lines 51 can bypass the speed reduction device 40 and not extend through the speed reduction device 40.
  • the pressurized oil supply circuit for the cylinders 52 can be independent and distinct from the oil supply circuit for the speed reduction device 40. Such a configuration can allow a certain modularity, and facilitate maintenance as well as assembly/disassembly of the cyclic timing device 50. Furthermore, the independent supplies of the cylinders 52 make it possible to reduce the risks of failure of the entire cyclic timing device 50, and to avoid a risk of collective failure of the operability of the cylinders 52. In the event of failure of one of the cylinders 52 or its supply circuit, three operational cylinders 52 remain, which is sufficient to control the wedging ring 54 described below.
  • the cylinders 52 may extend parallel to the axis X, but not necessarily.
  • the cylinders 52 may each have a cylinder 52A mounted on a stator 70 of the propulsion assembly 10, for example on a bearing support housing 70A of the propeller shaft 26.
  • the cylinders 52 may each have a rod 52B sliding relative to the cylinder 52A, each rod having for example a distal end, in this example a fixing eyelet, sliding over a total stroke C equal to the total collective setting stroke CT plus the cyclic setting stroke CC.
  • the cyclic timing device 50 may comprise a timing ring 54 which is statoric like the jack 52 and which is swiveled around the axis X and slides parallel to the axis X.
  • the timing ring 54 may be slidably mounted on the propeller shaft 26.
  • the timing ring 54 may be slidably mounted on a stator 70, for example a bearing support housing 70A of the propeller shaft 26.
  • the shim ring 54 may comprise a ball joint ring 54A slidably mounted along the X axis on the propeller shaft 26 (see FIG. 5) or on the stator 70 (see FIG. 6), for example by means of rollers 53. These rollers 53 may be configured to allow the ball joint ring 54A to slide along the X axis and a rotation of the ball joint ring 54A about the X axis relative to the propeller shaft 26 (see FIG. 5) or relative to the stator 70 (see FIG. 6), and may thus form a sliding bearing.
  • the ring 54A has a convex external surface 54A1 forming a ball joint.
  • the shim ring 54 may comprise an internal ring 54B, for example forming an internal stator plate, arranged radially outside the ring forming a ball joint 54A.
  • the internal ring 54B has a concave internal face 54B1 configured to cooperate by shape complementarity with the convex external surface 54A1 of the ring forming a ball joint 54A. This configuration is an example providing the ball-jointed character around the X axis of the shim ring 54.
  • the internal ring 54B may have a plurality of arms 54B2 (a single arm being shown in FIGS. 5 and 6), extending axially and/or radially.
  • the inner ring 54B comprises as many arms 54B2 as there are cylinders 52.
  • Each arm 54B2 may be mechanically connected to a (single) cylinder 52, for example to the distal end of a cylinder 52, for example via a pivot or ball joint connection.
  • the inner ring 54B may comprise an outer face 54B3 assembled with a radially inner portion of a rolling bearing 56.
  • the shim ring 54 may comprise an outer ring 54C, for example forming an outer rotor plate, arranged radially outside the inner ring 54B.
  • the outer ring 54C may comprise an inner face 54C1 assembled with a radially outer portion of the rolling bearing 56.
  • the rolling bearing 56 may be arranged radially between the inner ring 54B and the outer ring 54C.
  • the inner ring 54B and the outer ring 54C can thus be decoupled in rotation about the axis X.
  • the inner ring 54B and the outer ring 54C are movable in rotation relative to each other about the axis X.
  • the outer ring 54C can comprise an outer face 54C2 provided with a plurality of hooks 54C3, for example eyelets, to provide a mechanical connection between the outer ring 54C and each of the blades 22A.
  • the outer ring 54C can comprise as many hooks 54C3 as there are blades 22A.
  • An oil circuit not shown supplies oil to the sliding bearing formed by the rollers 53, the ball joint formed by the rings 54A and 54B, and the rolling bearing 56 of the shim ring 54.
  • the shim ring 54 may have an internal radius RR, which corresponds to the internal radius of the ball-joint ring 54A, between 150 mm and 450 mm, for example 225 mm.
  • the shim ring 54 may be swiveled over an angular range C2 between ⁇ 30°, for example between ⁇ 15°, for example between ⁇ 10.5°, for example approximately ⁇ 4.0°.
  • Each blade 22A is pivotally mounted about its axis Z extending radially, on the hub 22B of the propeller 22, so as to be able to adjust the pitch angle of each of the blades 22A (see double arrow AC in FIGS. 5 and 6), i.e. of the profile aerodynamic 22A2 of each of the blades 22A. More particularly, in this example, the root 22A3 of each of the blades 22A is mounted on the hub 22B of the propeller 22 via a bearing 22C. It should be noted that FIGS. 5 and 6 are very schematic and that all the details of mounting the blade 22A on the hub 22B, well known elsewhere by those skilled in the art, are not shown or described.
  • the hub 22B is coupled in rotation with the shaft 26 via an assembly for example by bolts 23
  • the foot 22A3 of each of the blades 22 may be provided with a pitch control lever 22D, configured to pivot the blade 22 about its axis Z.
  • the pitch control lever 22D may be connected to the pitch ring 54, via a connecting rod 25.
  • the connecting rod 25 may be connected to the pitch ring 54 via a pivot connection or via a ball joint.
  • the connecting rod 25 may be connected to the pitch control lever 22D via a pivot connection or via a ball joint.
  • the blades 22A drive, via their respective lever 22D and connecting rod 25, the outer ring 54C in rotation about the axis X.
  • the inner ring 54B being decoupled in rotation from the outer ring 54C via the rolling bearing 56, and coupled in rotation about the axis X to the stator 70 via the arms 54B2 and the jacks 52, remains stationary in rotation about the axis X.
  • the outer ring 54C follows during its rotation about the axis X the inclination imposed on the inner ring 54B.
  • the timing of each of the blades 22B varies during the rotation of the propeller 22.
  • the blades 22A take, during their successive passage to these predefined angular positions during the rotation of the propeller 22, a timing associated with each of these predefined angular positions. This forms an example of a cyclic timing device.
  • the cyclic timing device 50 may comprise a pressure accumulator 58 (see FIG. 2) configured to provide safety control energy in order to bring all the blades into the feather position.
  • the pressure accumulator 58 may be a vacuum tank, configured to purge the oil from the cylinders 52 so as to bring them into a neutral configuration corresponding to the feather position of the blades 22A.
  • the pressure accumulator 58 may be arranged in an enclosure E receiving the speed reduction device 40.
  • all the cylinders 52 can be controlled simultaneously and according to the same instruction, so that the wedging ring 54 is moved along the X axis (see double arrow C1 in the example of FIGS. 5 and 6), whereby the setting of all the blades 22A is modified to reach an identical setting angle for all the blades 22A.
  • Each cylinder 52 can also be controlled independently of one another according to a setpoint which is specific to it and different from that of the other cylinders, so that the swivel setting ring 54 pivots about a radial direction (see for example the double arrow associated with the angular range C2 in FIGS.
  • the cyclic setting angle may be within ⁇ 30°, e.g. ⁇ 6° around the collective setting position.
  • the magnitude of the ball joint angular range C2 of the setting ring 54 may be configured such that the cyclic setting angle is within ⁇ 30°, e.g. ⁇ 6° around the collective setting position.
  • the cyclic setting stroke CC of each of the cylinders 52 may be configured such that the cyclic setting angle is within ⁇ 30°, e.g. ⁇ 6° around the collective setting position.
  • the setting device 50 may provide both cyclic setting and collective setting.
  • Figure 7 represents a graph showing, on the ordinate, the pitch angle of the blades 22A as a function of their angular position within the propulsion assembly 10 during rotation of the propeller 22.
  • the position of the abscissa axis on the ordinate axis corresponds to the collective pitch angle, associated for example with the position P of the cylinders 22 within the collective pitch stroke CT.
  • Curve V corresponds to an example of cyclic pitch angles within the propeller 22, associated with a predetermined movement of each of the cylinders within the cyclic pitch stroke CC, of amplitude specific to each of the cylinders 52 and distinct from that of the other cylinders 52.
  • FIG. 8 shows an example of configuration of the blades 22A with cyclic pitch: by rotating with the propeller 22, the cyclic pitch of the blades 22A evolves so that each of the blades 22A successively adopts the configuration shown.
  • the cyclic timing device 50 may be configured to regulate the cyclic timing of the blades 22A of the propeller 22 as a function of one or more parameters of the aircraft 100 on which the propulsion assembly 10 is mounted, for example at least one parameter among the aircraft angle of attack, the roll and the yaw.
  • the timing device cyclic timing of the blades of the propeller 50 may comprise an inertial unit 57 configured to determine the angle of attack, the roll and the yaw of the aircraft 100 on which the propulsion assembly 10 is mounted.
  • the cyclic timing device 50 may be configured to regulate the cyclic timing of the blades 22A of the propeller 22 as a function of one or more parameters of the gas generator 30, for example as a function of at least one parameter among the speed, the power and the torque, for example the torque of a low pressure body.
  • the cyclic timing device 50 may comprise at least one sensor 60 configured to determine a moment 1 P, which may be, for example, arranged on the propeller shaft 26, a propeller bearing support (not referenced), a control member of the cyclic timing device 50, for example the timing ring 54 or a cylinder 52.
  • the sensor 60 is arranged on an arm 54B2 of the timing ring 54. According to an example not shown, the sensor 50 may measure the pressure within the hydraulic chambers of the cylinders 52.
  • Figure 9 shows a method for regulating the cyclic pitch of the blades 22A of the propeller 22 of the propulsion unit 10, in which the cyclic pitch of the blades 22A of the propeller 22 is regulated as a function of at least one parameter of the aircraft 100 on which the propulsion unit 10 is mounted and/or of at least one parameter of the gas generator 30.
  • the regulation method may comprise a regulation loop comprising a first step E1 during which at least one parameter of the aircraft 100 on which the propulsion unit 10 is mounted is collected, for example at least one parameter among the aircraft angle of attack, the roll and the yaw, and/or at least one parameter of the gas generator 30 and/or a moment measured by the sensor 60.
  • the method may comprise a second step E2 during which a cyclic pitch angle is evaluated.
  • the method may comprise a third step E3 during which the cyclic timing of the blades 22A of the propeller 22 is adjusted as a function of the result of the second step E2.
  • the present disclosure also relates to a computer program comprising instructions which, when the program is executed by a computer, cause the latter to implement the steps, for example E1, E2 and E3, for the execution of the method for regulating the cyclic pitch of the blades 22A of the propeller 22 of the propulsion unit 10.
  • This program can use any programming language, and be in the form of source code, object code, or intermediate code between the source code and the object code, such as in a partially compiled form, or in any other desirable form.
  • the present disclosure also relates to a computer-readable recording medium on which the computer program is recorded.
  • the recording medium may be any entity or device capable of storing a program.
  • the medium may comprise a storage means, such as a ROM, for example a CD-ROM or a microelectronic circuit ROM, or a magnetic recording means, for example a floppy disk or a hard disk.

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Abstract

Ensemble propulsif (10) pour aéronef, l'ensemble propulsif (10) s'étendant selon un axe (X) et comprenant un module propulseur (20) présentant une hélice (22) pourvue d'aubes (22A), un redresseur (24), et un arbre d'hélice (26) configuré pour entrainer l'hélice (22) en rotation, les aubes (22A) de l'hélice (22) étant en tout ou partie en matériau composite; un générateur de gaz (30) présentant un arbre d'entrainement (33A); un dispositif de réduction de vitesse (40) couplant en rotation l'arbre d'entrainement (33A) et l'arbre d'hélice (26), et configuré pour entrainer l'arbre d'hélice (26) à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de l'arbre d'entrainement (33A); et un dispositif de calage cyclique des aubes de l'hélice (50).

Description

Description
Titre de l'invention : Ensemble propulsif pour aéronef pourvu d’une hélice et d’un dispositif de calage cyclique des aubes de l’hélice et procédé de régulation du calage cyclique des aubes de l’hélice
Domaine Technique
[0001] Le présent exposé concerne un ensemble propulsif pour aéronef pourvu d’une hélice et d’un dispositif de calage cyclique de aubes de l’hélice et un procédé de régulation du calage cyclique des aubes de l’hélice.
[0002] Dans le cadre du présent exposé, le terme « ensemble propulsif pour aéronef pourvu d’une hélice » désigne l’ensemble des appareils à turbine à gaz produisant une poussée nécessaire à la propulsion d’un aéronef, notamment d’un avion, par réaction à l’éjection à grande vitesse de gaz, essentiellement par l’hélice. Le terme « hélice » désigne un rotor de soufflante non caréné. Des ensembles propulsifs pour aéronef pourvus d’au moins une hélice sont aussi connus sous les termes anglais « open fan » ou « unducted fan ».
Technique antérieure
[0003] De nombreuses recherches visent à améliorer le rendement des moteurs aéronautiques, et notamment des moteurs d’avion, en vue de diminuer leur impact environnemental et écologique. Un des axes identifiés pour améliorer le rendement propulsif des moteurs d’avion, réduire leur consommation et le bruit généré par le module propulseur, est d’augmenter autant que possible le taux de dilution (ou BPR pour « bypass ratio » en anglais), qui corresponds au rapport du débit massique du flux d’air secondaire divisé par le débit massique du flux d’air primaire. Pour ce faire, une des solutions consiste à coupler indirectement le module propulseur et le générateur de gaz, par exemple par l’intermédiaire d’un dispositif de réduction de vitesse. Ainsi, il est possible d’optimiser indépendamment la vitesse de rotation du ou des corps mobiles du générateur de gaz d’une part et la vitesse de rotation du rotor du module propulseur d’autre part. Toutefois, l’amélioration du taux de dilution implique généralement aussi une augmentation du diamètre du module propulseur, et par conséquent des dimensions externes de l’ensemble propulsif. Ceci se traduit par une augmentation de la masse, de la consommation et de la trainée de l’ensemble propulsif, ainsi qu’une intégration plus difficile au sein de l’avion. [0004] En outre, parmi les moteurs présentant un grand taux de dilution, les ensembles propulsifs à hélice sont soumis à une contrainte mécanique dite « 1P » qui est prépondérante et à prendre en considération dans le dimensionnement et le design du moteur. Cette contrainte 1P (ou moment 1 P) est le résultat d’un différentiel de pression exercé par le flux d’air incident sur les aubes de l’hélices, lié à la rotation de l’hélice. En effet, le flux d’air incident n’étant en général pas parallèle à l’axe de rotation de l’hélice, un différentiel de pression est exercé par ce flux d’air sur les aubes diamétralement opposées de l’hélice. Ceci génère une contrainte résultante sur l’ensemble de l’hélice, ainsi que sur l’arbre portant l’hélice et sur toute la chaine de transmission d’énergie motrice à l’hélice. Cette contrainte est importante et à prendre en compte pour le dimensionnement du moteur. Aussi, les hélices et la chaine de transmission de puissance des moteurs d’avion doivent généralement être particulièrement résistantes d’un point de vue mécanique, et sont parfois pourvues d’un mécanisme de calage cyclique, actif ou passif (voir par exemple FR2997138, FR3067415 ou FR3101664), mais tout ceci peut pénaliser sensiblement la masse du moteur, et donc le rendement du moteur. Il existe donc un besoin ce sens, pour des optimisations.
Exposé de l’invention
[0005] Un mode de réalisation concerne un ensemble propulsif pour aéronef, l’ensemble propulsif s’étendant selon un axe et comprenant un module propulseur présentant une hélice pourvue d’aubes, un redresseur, et un arbre d’hélice configuré pour entrainer l’hélice en rotation, les aubes de l’hélice étant en tout ou partie en matériau composite ; un générateur de gaz présentant un arbre d’entrainement ; un dispositif de réduction de vitesse couplant en rotation l’arbre d’entrainement et l’arbre d’hélice, et configuré pour entrainer l’arbre d’hélice à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement ; et un dispositif de calage cyclique des aubes de l’hélice. De manière générale, le dispositif de calage cyclique est d’une part associé à un stator dans l’ensemble propulsif et d’autre part associé à l’hélice qui est en liaison à l’arbre d’hélice associé au dispositif de réduction.
[0006] De manière générale dans le présent exposé et sauf indication contraire, l'amont et l'aval sont définis par rapport au sens d'écoulement normal du fluide (de l'amont vers l'aval) à travers l’ensemble propulsif. Par ailleurs, la direction axiale correspond à la direction de l'axe de l’ensemble propulsif, et une direction radiale est une direction perpendiculaire à l'axe. La direction azimutale ou circonférentielle correspond à la direction décrivant un anneau autour de la direction axiale. Les trois directions axiale, radiale et azimutale correspondent respectivement aux directions définies par la côte, le rayon et l’angle dans un système de coordonnées cylindrique. Enfin, sauf précision contraire, les adjectifs « intérieur »/« interne » et « extérieur »/« externe » sont utilisés en référence à une direction radiale de sorte que la partie intérieure (i.e. radialement intérieure) d'un élément est plus proche de l'axe que la partie extérieure (i.e. radialement extérieure) du même élément.
[0007] Par la suite, et sauf indication contraire, par « ensemble propulsif » on entend « ensemble propulsif pour aéronef ». Par la suite, et sauf indication contraire, par « dispositif de calage cyclique » on entend « dispositif de calage cyclique des aubes de l’hélice ».
[0008] Un redresseur est une roue à aubes immobile en rotation autour de l’axe de l’ensemble propulsif (i.e. le redresseur est un stator), l’hélice étant une roue à aubes mobile en rotation autour de l’axe de l’ensemble propulsif (i.e. l’hélice est un rotor). Le redresseur, généralement disposé en aval de l’hélice, a pour fonction de redresser le flux d’air en aval de l’hélice selon l’axe.
[0009] Le générateur de gaz peut être un générateur de gaz simple, double ou triple corps, et comprend de l’amont vers l’aval, le long de l’axe, un compresseur (ou section compresseur), une chambre de combustion, et une turbine (ou section turbine).
[0010] Au sens du présent exposé, le terme « matériau composite » désigne un matériau comprenant des fibres de renfort, par exemple des fibres de renfort longues, par exemple d’une longueur supérieure ou égale à 1 cm (un centimètre), noyées dans une matrice en matériau polymérique, par exemple une résine époxy. Par exemple, les fibres peuvent comprendre des torons de fibres de carbone. Selon un autre exemple, les fibres peuvent comprendre des torons de fibres de verre au sein de torons de fibres de carbone. Des exemples de tels matériaux sont décrits dans EP2588758, WO2022018353 ou W02022208002. Par exemple, des aubes en tissé 3D ou en stratifié sont considérées comme de aubes en matériau composite. Chaque aube de l’hélice peut être intégralement en matériau composite, ou bien peut comprendre une partie, par exemple le profil aérodynamique, en matériau composite, et une autre partie, par exemple le pied et/ou un longeron interne s’étendant longitudinalement depuis le pied à l’intérieur du profil aérodynamique, dans un matériau autre, par exemple en métal.
[0011] Pour rappel, le calage ou angle de calage, d’une aube correspond à l’angle que fait une corde de l’aube, la corde étant un segment géométrique abstrait s’étendant, à une hauteur donnée du profil aérodynamique, entre le bord d’attaque et le bord de fuite de l’aube, avec l’axe de rotation de l’hélice au sein de laquelle est montée l’aube. Un dispositif de calage cyclique est un dispositif configuré pour ajuster le calage de chaque aube de l’hélice en fonction de sa position angulaire autour de l’axe de l’hélice, pendant la rotation de l’hélice autour de son axe. Le calage cyclique des aubes est différent d’un éventuel calage collectif des aubes en ce qu’il est propre à chacune des aubes et différent pour chacune des aubes de l’hélice, à tout le moins pour les aubes adjacentes au sein de l’hélice. Un calage collectif correspond à un calage commun à toutes les aubes de l’hélice. En d’autres termes, un angle de calage cyclique peut être considéré comme un angle de calage de compensation ou de correction, propre à chaque aube prise individuellement et fonction de la position angulaire de l’aube autour de l’axe de rotation de l’hélice, d’un angle de calage collectif (fixe ou variable) commun à l’ensemble des aubes. Un dispositif de calage cyclique peut être configuré pour ajuster uniquement le calage cyclique des aubes, ou bien pour ajuster le calage cyclique et un éventuel calage collectif des aubes. Un dispositif de calage cyclique peut être distinct d’un éventuel dispositif de calage collectif, ou bien former aussi un dispositif de calage collectif.
[0012] Les inventeurs ont identifié que dans le contexte d’un ensemble propulsif de type « open fan » le dispositif de calage cyclique permet de réduire significativement les sollicitations mécaniques sur chacune des aubes de l’hélice liées aux contraintes 1 P, grâce à quoi il est possible d’utiliser des aubes fabriquées en tout ou partie en matériau composite, présentant une résistance différente d’un point de vue mécanique que celle des matériaux plus traditionnels tels que le métal, et plus léger. La combinaison de l’utilisation d’un dispositif de calage cyclique et d’aubes en tout ou partie en matériau composite crée une synergie qui entraine une diminution des sollicitations mécaniques générées par les contraintes 1 P au sein de la chaine de transmission du couple moteur à l’hélice, ce qui permet un dimensionnement des divers éléments impliqués plus favorable en terme de masse, et améliore donc le rendement. Ceci permet aussi un meilleur équilibre de l’aéronef sur lequel l’ensemble propulsif est monté, par exemple en gérant de manière spécifique le porte-à-faux de l’ensemble propulsif par rapport à l’aile qui le supporte sur l’aéronef.
[0013] Dans certains modes de réalisation, l’arbre d’hélice peut être coaxial avec l’arbre d’entrainement.
[0014] En d’autres termes, l’axe de l’arbre d’hélice et l’axe de l’arbre d’entrainement peuvent être coaxiaux et confondus avec l’axe de l’ensemble propulsif.
[0015] Une telle configuration permet d’utiliser un carter extérieur du générateur de gaz plus simple et présentant une masse relativement réduite. Par ailleurs, la stabilité du flux d’air d’alimentation du générateur de gaz est améliorée tandis que la partie des aubes de l’hélice radialement plus proche de l’axe opère une première compression du flux d’air d’alimentation du générateur de gaz, en amont du générateur de gaz, ce qui améliore le rendement.
[0016] Dans certains modes de réalisation, le dispositif de calage cyclique des aubes de l’hélice peut comprendre exactement trois ou quatre vérins.
[0017] Les vérins peuvent être du type « simple chambre » ou « double chambre ». Tous les vérins peuvent être du même type, mais pas nécessairement. De manière générale, ils sont associés à un stator dans l’ensemble propulsif et permettent de commander un déplacement associé à l’hélice dans le dispositif de calage cyclique des aubes de l’hélice via des organes tournant en corrélation avec l’arbre d’hélice.
[0018] Un tel nombre de vérin permet une optimisation de la masse du dispositif de calage cyclique tout en assurant un niveau de sécurité satisfaisant. En effet, trois vérins sont suffisants pour assurer le fonctionnement du dispositif de calage cyclique. Par exemple, si au moins un de ces trois vérins (donc en prévoyant exactement trois vérins) est du type « double chambre », on obtient une certaine redondance suffisante pour assurer la disponibilité requise du dispositif de calage cyclique avec un impact sur la masse globale du système acceptable. Selon une variante, en utilisant des vérins de type « chambre simple » un quatrième vérin (donc en prévoyant exactement quatre vérins) permet d’assurer une redondance suffisante pour assurer la disponibilité requise du dispositif de calage cyclique avec un impact sur la masse globale du système acceptable.
[0019] Dans certains modes de réalisation, les vérins peuvent être régulièrement répartis circonférentiellement autour de l’axe.
[0020] Une telle configuration permet de répartir de manière homogène la masse des vérins au sein de l’ensemble propulsif, une bonne répartition des efforts générés par les vérins, et donc une optimisation qui permet de réduire autant que possible la capacité, et donc la masse des vérins.
[0021] Dans certains modes de réalisation, le dispositif de calage cyclique des aubes de l’hélice peut comprendre comprend au moins un vérin, le au moins un vérin étant configuré pour adopter une position au sein d’une course totale de calage collectif, et pour permettre une course de calage cyclique comprise entre ± 40 mm (plus ou moins quarante millimètres), par exemple entre ± 20 mm (plus ou moins vingt millimètres), par exemple entre ± 16 mm (plus ou moins seize millimètres), par exemple entre ± 9,6 mm (plus ou moins neuf millimètres et six dixièmes de millimètres), autour de ladite position. Par exemple, tous les vérins peuvent être identiques et configurés pour adopter une position au sein d’une course totale de calage collectif, et pour permettre une course de calage cyclique comprise ± 40 mm (plus ou moins quarante millimètres), par exemple entre ± 20 mm (plus ou moins vingt millimètres), par exemple entre ± 16 mm (plus ou moins seize millimètres), par exemple entre ± 9,6 mm (plus ou moins neuf millimètres et six dixièmes de millimètres), autour de ladite position.
[0022] On comprend que le vérin peut présenter une tige coulissante, cette tige coulissante présentant un point de référence, par exemple l’extrémité distale de la tige, et que ce point de référence est mobile entre deux positions extrêmes définissant la course totale du vérin, cette course totale permettant le calage collectif selon une course totale de calage collectif et le calage cyclique pour toute les positions du vérin au sein de la course totale de calage collectif. Une telle configuration permet d’utiliser des vérins présentant une course suffisante et une masse optimisée.
[0023] Dans certains modes de réalisation, le dispositif de calage cyclique des aubes de l’hélice peut comprendre un anneau de calage rotulé autour de l’axe et coulissant parallèlement à l’axe.
[0024] On comprend que l’anneau de calage est rotulé autour de l’axe, par exemple pour assurer le calage cyclique des aubes. L’anneau de calage est coulissant le long de l’axe, par exemple pour assurer un calage collectif. Un tel anneau peut permettre de réduire la masse globale du système, d’améliorer le guidage, la rigidité de l’ensemble ainsi que la précision du calage.
[0025] Dans certains modes de réalisation, l’anneau de calage peut être monté coulissant sur l’arbre d’hélice ou sur un stator.
[0026] Le montage sur l’arbre d’hélice ou sur un stator permet d’optimiser l’encombrement et l’efficacité cinématique du système, et permet indirectement d’optimiser la masse de l’ensemble. Un tel montage peut aussi permettre de limiter le porte à faux de la cinématique, qui présente ainsi une meilleure rigidité et une meilleure précision de calage.
[0027] Dans certains modes de réalisation, l’anneau de calage peut présenter un rayon interne compris entre 150 mm (cent cinquante millimètres) et 450 mm (quatre cent cinquante millimètres), par exemple 225 mm (deux cent vingt-cinq millimètres).
[0028] De telles dimensions permettent d’optimiser l’encombrement et l’efficacité cinématique du système, et permet indirectement d’optimiser la masse de l’ensemble. Par exemple, ceci permet une intégration de l’anneau dans l’espace disponible sous le moyeu de l’hélice. [0029] Dans certains modes de réalisation, l’anneau de calage peut être rotulé sur une plage angulaire comprise entre ± 30° (plus ou moins trente degrés d’angle), par exemple entre ± 15° (plus ou moins quinze degrés d’angle), par exemple entre ± 10,5° (plus ou moins dix degrés d’angle et cinq dixièmes de degrés d’angle) par exemple environ ± 4,0° (plus ou moins quatre degrés d’angle).
[0030] Une telle amplitude de mouvement de rotule permet d’assurer l’efficacité requise pour un ensemble propulsif du type « open fan » dans son contexte aérodynamique, sur un aéronef, par exemple un avion, en vol, tout en étant dimensionné au plus juste, ce qui permet indirectement d’optimiser la masse de l’ensemble. En outre, une plage angulaire importante peut permettre d’améliorer la précision du système.
[0031] Dans certains modes de réalisation, le dispositif de calage cyclique des aubes de l’hélice peut comprendre un accumulateur de pression configuré pour fournir une énergie de commande de sécurité afin d’amener les aubes (i.e. toutes les aubes) en drapeau.
[0032] La position « drapeau » des aubes corresponds à la position des aubes qui minimise le maître couple de l’hélice. En d’autres termes, le calage associé à la position « drapeau » est le calage qui minimise la trainée de l’hélice par rapport au flux d’air qui traverse l’hélice.
[0033] Un tel accumulateur de pression est un système de sécurité fiable (notamment dû à la proximité physique entre l’accumulateur et le actionneurs ou vérins, ce qui améliore les chances du système de résister à des accidents extrêmes du type perte d’une aube d’hélice) et relativement léger par rapport à d’autres systèmes de sécurité envisageables.
[0034] Dans certains modes de réalisation, l’angle de calage cyclique peut être compris entre ± 30° (plus ou moins trente degrés d’angle), par ex ± 6° (plus ou moins six degrés d’angle).
[0035] Une telle amplitude d’angle de calage cyclique d’assurer l’efficacité requise pour un ensemble propulsif du type « open fan » dans son contexte aérodynamique, sur un aéronef, par exemple un avion, en vol, tout en étant dimensionné au plus juste, ce qui permet indirectement d’optimiser la masse de l’ensemble.
[0036] Dans certains modes de réalisation, l’hélice peut présenter un diamètre mesuré en bord d’attaque supérieur ou égal à 1 ,98 m (un mètre et quatre-vingt-dix-huit centièmes de mètre) et inférieur ou égal à 6.12 m (six mètres et douze centièmes de mètre), par exemple supérieur ou égal à 1 ,98 m (un mètre et quatre-vingt-dix-huit centièmes de mètre) et inférieur ou égal à 4,30 m (quatre mètres et trente centièmes de mètre). [0037] Des telles aubes permettent d’optimiser l’efficacité globale de l’ensemble propulsif monté sur un aéronef, par exemple un avion, en fonction du besoin associé à la catégorie de l’avion (e.g. nombre de places), ce qui permet indirectement d’optimiser la masse de l’ensemble. Par ailleurs, un grand diamètre d’hélice peut permettre d’améliorer le rendement propulsif malgré l’augmentation de masse que cela peut représenter.
[0038] Dans certains modes de réalisation, l’hélice peut comprendre au moins 10 (dix) aubes et au plus 18 (dix-huit) aubes.
[0039] Un tel nombre de aubes permet d’assurer l’efficacité aérodynamique et acoustique requise, et donc une efficacité globale de l’ensemble propulsif satisfaisante, tout en optimisant la masse de l’ensemble propulsif.
[0040] Dans certains modes de réalisation, l’hélice peut présenter un rapport moyeu-tête supérieur ou égal à 0,22 (vingt-deux centièmes) et inférieur ou égal à 0,35 (trente-cinq centièmes), par exemple supérieur ou égal à 0,25 (vingt-cinq centièmes) et inférieur ou égal à 0,35 (trente-cinq centièmes), par exemple inférieur ou égal à 0,27 (vingt-sept centièmes).
[0041] Le rapport moyeu-tête est le rapport du rayon interne de l’hélice divisé par le rayon externe de l’hélice. Le rayon interne correspond à la distance radiale entre l’axe de rotation de l’hélice et le point d’intersection du bord d’attaque du profil aérodynamique des aubes de l’hélice avec la surface aérodynamique de la plateforme interne interaubes. Le rayon externe correspond à la distance entre l’axe de rotation de l’hélice et le point d’intersection entre le bord d’attaque du profil aérodynamique des aubes de l’hélice et le sommet des aubes de l’hélice (et correspond à la moitié du diamètre de l’hélice). Au plus le rapport moyeu-tête est petit, au plus l’hélice est performante et au plus la charge mécanique subie par le moyeu augmente.
[0042] Un tel rapport moyeu-tête permet d’assurer l’efficacité aérodynamique et acoustique requise, et donc une efficacité globale de l’ensemble propulsif satisfaisante, tout en optimisant la masse de l’ensemble propulsif.
[0043] Dans certains modes de réalisation, l’hélice peut comprendre au moins 10 (dix) aubes et au plus 16 (seize) aubes et le rapport moyeu-tête peut être supérieur ou égal à 0,25 (vingt-cinq centièmes) et inférieur ou égal à 0,30 (trente centièmes).
[0044] Une telle combinaison du nombre d’aubes et du rapport moyeu-tête permet d’assurer une efficacité aérodynamique et acoustique, et donc une efficacité globale de l’ensemble propulsif optimisées, ce qui permet d’optimiser encore la masse de l’ensemble propulsif. [0045] Dans certains modes de réalisation, l’hélice peut comprendre au moins 14 (quatorze) aubes et au plus 18 (dix-huit) aubes et le rapport moyeu-tête peut être supérieur ou égal à 0,30 (trente centième) et inférieur ou égal à 0,35 (trente-cinq centièmes).
[0046] Une telle combinaison du nombre d’aubes et du rapport moyeu-tête permet d’assurer une efficacité aérodynamique et acoustique, et donc une efficacité globale de l’ensemble propulsif optimisées, ce qui permet d’optimiser encore la masse de l’ensemble propulsif.
[0047] Dans certains modes de réalisation, le mécanisme de réduction peut avoir un rapport de réduction supérieur ou égal à 2,5 (deux et cinq dixièmes) et inférieur ou égal à 11 ,0 (onze), par exemple supérieur ou égal à 2,7 (deux et sept dixièmes) et inférieur ou égal à 6,0 (six), par exemple supérieur ou égal à 2,7 (deux et sept dixièmes) et inférieur ou égal à 3,6 (trois et six dixièmes), par exemple autour de 3,0 (trois).
[0048] Une tel rapport de réduction permet d’optimiser d’une part l’efficacité de la turbine du générateur de gaz et d’autre par l’efficacité de l’hélice en fonction de son diamètre extérieur en tête d’aube, ce qui permet indirectement d’optimiser la masse et le rendement de l’ensemble propulsif.
[0049] Dans certains modes de réalisation, le générateur de gaz peut comprendre un corps haute pression et un corps basse pression.
[0050] On comprend que le corps haute pression comprend un compresseur haute pression couplé en rotation avec une turbine haute pression par l’intermédiaire d’un arbre haute pression. Le corps basse pression comprend un compresseur basse pression disposé en amont du compresseur haute pression, et une turbine basse pression, disposée en aval de la turbine haute pression, et couplée en rotation avec le compresseur basse pression par l’intermédiaire d’un arbre basse pression. L’arbre basse pression peut former l’arbre d’entrainement du générateur de gaz. Le compresseur du générateur de gaz comprend les compresseurs basse et haute pression. La turbine du générateur de gaz comprend les turbines basse et haute pression.
[0051] Ceci permet d’optimiser l’efficacité globale de l’ensemble propulsif, et notamment la poussée, la consommation, l’efficacité du compresseur et de la turbine dans un contexte « open fan », ce qui permet indirectement d’optimiser la masse de l’ensemble propulsif.
[0052] Dans certains modes de réalisation, le corps basse pression peut comprendre une turbine basse pression, la turbine basse pression présentant au moins 3 (trois) étages et au plus 8 (huit) étages. [0053] Ceci permet d’optimiser l’efficacité globale de l’ensemble propulsif, et notamment la turbine basse pression dans un contexte « open fan », ce qui permet indirectement d’optimiser la masse de l’ensemble propulsif.
[0054] Dans certains modes de réalisation, le corps basse pression peut comprendre un compresseur basse pression, le compresseur basse pression présentant au moins 2 (deux) étages et au plus 5 (cinq) étages.
[0055] Ceci permet d’optimiser l’efficacité globale de l’ensemble propulsif, et notamment le compresseurs basse pression dans un contexte « open fan », ce qui permet indirectement d’optimiser la masse de l’ensemble propulsif.
[0056] Dans certains modes de réalisation, le corps haute pression peut comprendre une turbine haute pression, la turbine haute pression présentant 2 (deux) étages.
[0057] Ceci permet d’optimiser l’efficacité globale de l’ensemble propulsif, et notamment la turbine haute pression dans un contexte « open fan », ce qui permet indirectement d’optimiser la masse de l’ensemble propulsif.
[0058] Dans certains modes de réalisation, le corps haute pression peut comprendre un compresseur haute pression, le compresseur haute pression présentant au moins 8 (huit) étages et au plus 11 (onze) étages.
[0059] Ceci permet d’optimiser l’efficacité globale de l’ensemble propulsif, et notamment le compresseurs haute pression dans un contexte « open fan », ce qui permet indirectement d’optimiser la masse de l’ensemble propulsif.
[0060] Dans certains modes de réalisation, le dispositif de calage cyclique des aubes de l’hélice peut être configuré pour réguler le calage cyclique des aubes de l’hélice en fonction d’un ou plusieurs paramètres aéronef sur lequel l’ensemble propulsif est configuré pour être monté, par exemple d’au moins un paramètre parmi l’angle d’attaque aéronef, le roulis et le lacet.
[0061] L’angle d’attaque aéronef, mesuré en degrés d’angle, correspond à l’angle formée entre l’axe du fuselage de l’aéronef et le vecteur vitesse de l’aéronef projeté sur le plan médian de l’aéronef s’étendant entre les ailes. Le roulis, mesuré en degrés d’angle, correspond à la position angulaire de l’aéronef autour de l’axe du fuselage par rapport à la position horizontale de référence. Le lacet, mesuré en degrés d’angle, correspond à l’angle formée entre l’axe du fuselage de l’aéronef et le vecteur vitesse de l’aéronef projeté sur le plan de l’aéronef comprenant les ailes. [0062] Une régulation fonction de tels paramètre permet d’optimiser l’efficacité globale de l’ensemble propulsif, considéré dans son environnement aérodynamique au sein d’un aéronef, par exemple d’un avion, en vol.
[0063] Dans certains modes de réalisation, le dispositif de calage cyclique des aubes de l’hélice peut être configuré pour réguler le calage cyclique des aubes de l’hélice en fonction d’un ou plusieurs paramètres du générateur de gaz, par exemple en fonction d’au moins un paramètre parmi le régime, la puissance, le couple, par exemple le couple d’un corps basse pression.
[0064] Une régulation fonction de tels paramètre permet d’optimiser l’efficacité globale de l’ensemble propulsif.
[0065] Dans certains modes de réalisation, le dispositif de calage cyclique des aubes de l’hélice peut comprendre au moins un capteur par exemple disposé sur au moins un parmi l’arbre d’hélice, un support de palier d’hélice, un organe de commande du dispositif de calage cyclique des aubes de l’hélice, par exemple un anneau de calage ou un vérin, le au moins un capteur étant configuré pour déterminer un moment 1 P.
[0066] Un tel capteur peut permettre de piloter de dispositif de calage cyclique sans avoir recours à des paramètres propres à l’aéronef.
[0067] Dans certains modes de réalisation, le dispositif de calage cyclique des aubes de l’hélice peut comprendre une centrale inertielle configurée pour déterminer l’angle d’attaque, le roulis et le lacet de l’aéronef sur lequel l’ensemble propulsif est monté.
[0068] Une telle centrale inertielle peut permettre de piloter de dispositif de calage cyclique sans avoir recours à des paramètres propres à l’aéronef.
[0069] Un mode de réalisation concerne un procédé de régulation du calage cyclique des aubes de l’hélice de l’ensemble propulsif selon l’un quelconque des modes de réalisation décrits dans le présent exposé, dans lequel on régule le calage cyclique des aubes de l’hélice en fonction d’au moins un paramètre aéronef sur lequel l’ensemble propulsif est configuré pour être monté et/ou d’au moins un paramètre du générateur de gaz.
Brève description des dessins
[0070] L’objet du présent exposé et ses avantages seront mieux compris à la lecture de la description détaillée faite ci-après de différents modes de réalisation donnés à titre d’exemples non limitatifs. Cette description fait référence aux pages de figures annexées, sur lesquelles :
[0071] [Fig. 1] La figure 1 représente un aéronef équipé d’un ensemble propulsif, [0072] [Fig. 2] La figure 2 représente une vue en coupe de l’ensemble propulsif de la figure 1 ,
[0073] [Fig. 3] La figure 3 représente une vue en coupe schématique d’un dispositif de réduction de vitesse du type planétaire,
[0074] [Fig. 4] La figure 4 représente une vue en coupe schématique d’un dispositif de réduction de vitesse du type épicycloïdal,
[0075] [Fig. 5] La figure 5 représente une vue en coupe schématique du dispositif de calage cyclique de l’ensemble propulsif de la figure 1 , selon une première variante,
[0076] [Fig. 6] La figure 6 représente une vue en coupe schématique du dispositif de calage cyclique de l’ensemble propulsif de la figure 1 , selon une deuxième variante,
[0077] [Fig. 7] La figure 7 est un graphique représentant le calage cyclique des aubes de l’hélice en fonction de la position angulaire des aubes
[0078] [Fig. 8] La figure 8 représente une vue schématique des aubes de l’hélice de l’ensemble propulsif de la figure 1 , vu selon la flèche VIII de la figure 1 , et
[0079] [Fig. 9] la figure 9 représente des étapes d’un procédé de régulation de calage cyclique des aubes de l’hélice de l’ensemble propulsif de la figure 1.
Description des modes de réalisation
[0080] La figure 1 représente un aéronef 100, dans cet exemple un avion, équipé de deux ensembles propulsifs 10, à savoir un ensemble propulsif 10 par aile 101 , un seul ensemble propulsif 10 et une seule aile 101 étant représentés sur la figure 1. Selon une variante, l’aéronef 100 peut être équipé de plus d’un ensemble propulsif 10 par aile 101 , chaque aile 101 étant pourvue d’un même nombre d’ensembles propulsifs 10. Le signe de référence « A » désigne l’axe du fuselage 102 de l’aéronef 100. L’ensemble propulsif 10 peut être configuré pour propulser l’aéronef 10 à une vitesse de croisière comprise entre Mach 0,7 et Mach 0,9.
[0081] La figure 2 représente une vue en coupe schématique de l’ensemble propulsif 10, selon la plan II de la figure 1. L’ensemble propulsif 10 s’étend selon un axe X, et comprend un module propulseur 20, un générateur de gaz 30, un dispositif de réduction de vitesse 40 et un dispositif de calage cyclique 50. Lorsque l’ensemble propulsif 10 est monté sur l’aéronef 100, l’axe X n’est pas nécessairement parallèle à l’axe A.
[0082] Le module propulseur 20 présente une hélice 22 pourvue d’une pluralité d’aubes 22A, un redresseur 24 pourvu d’une pluralité d’aubes 24A, et un arbre d’hélice 26 configuré pour entrainer l’hélice 22 en rotation. L’arbre d’hélice 26 peut s’étendre selon l’axe X. Les aubes 22A de l’hélice 22 peuvent être en tout ou partie en matériau composite. Les aubes 24A du redresseur 24 peuvent être en tout ou partie en matériau composite. Par exemple, l’hélice 22 peut comprendre entre 10 et 18 aubes 22A et le redresseur 24 peut comprendre un nombre inférieur d’aubes 24A, par exemple entre 8 et 16 aubes 24A. Le calage des aubes 24A du redresseur 24 peut être fixe ou variable.
[0083] L’hélice 22 peut présenter un diamètre D mesuré en bord d’attaque supérieur ou égal à 1 ,98 m et inférieur ou égal à 6.12 m, par exemple supérieur ou égal à 1 ,98 m et inférieur ou égal à 4,30 m. L’hélice 22 peut présenter un rapport moyeu-tête RI/RE supérieur ou égal à 0,22 et inférieur ou égal à 0,35, par exemple supérieur ou égal à 0,25 et inférieur ou égal à 0,35, par exemple inférieur ou égal à 0,27. Le rayon interne RI correspond à la distance radiale entre l’axe de rotation X de l’hélice 22 et le point d’intersection du bord d’attaque 22A1 du profil aérodynamique des aubes 22A de l’hélice 22 avec la surface aérodynamique SA de la plateforme interne inter-aubes. Le rayon externe RE correspond à la distance entre l’axe de rotation X de l’hélice 22 et le point d’intersection entre le bord d’attaque du profil aérodynamique des aubes 22A de l’hélice 22 et le sommet des aubes de l’hélice (et correspond à la moitié du diamètre D de l’hélice 22).
[0084] L’hélice 22 peut comprendre au moins 10 aubes 22A et au plus 18 aubes 22A. Selon une variante, l’hélice 22 peut comprendre au moins 10 aubes 22A et au plus 16 aubes 22A et le rapport moyeu-tête RI/RE peut être supérieur ou égal à 0,25 et inférieur ou égal à 0,30. Selon une autre variante, l’hélice 22 peut comprendre au moins 14 aubes 22A et au plus 18 aubes 22A et le rapport moyeu-tête RI/RE peut être supérieur ou égal à 0,30 et inférieur ou égal à 0,35.
[0085] Le générateur de gaz 30 présente un arbre d’entrainement 33A. L’arbre d’entrainement peut s’étendre selon l’axe X. L’arbre d’hélice 26 peut être coaxial avec l’arbre d’entrainement 33A, et leur axe de rotation respectif peut être confondu avec l’axe X de l’ensemble propulsif 10. Ceci permet d’avoir une entrée d’air annulaire au sein du générateur de gaz 30 coaxiale à l’axe X, grâce à quoi le carter extérieur du générateur de gaz présente une forme relativement simple et présente une certaine symétrie de révolution, ce qui tends à réduire d’éventuelles perturbations de flux d’air. Dans cet exemple, le générateur de gaz 30 comprend de l’amont vers l’aval, les gaz s’écoulant au sein de l’ensemble propulsif 100 de l’amont vers l’aval, un compresseur 32 (ou section compresseur 32), une chambre de combustion 34, et une turbine 36 (ou section turbine 36). [0086] Le générateur de gaz 30 peut être du type double-corps et comprendre un corps basse pression 30A et un corps haute pression 30B. Le corps basse pression 30A peut comprendre un compresseur basse pression 32A couplé en rotation avec une turbine basse pression 36A par l’intermédiaire d’un arbre basse pression 33A qui peut former l’arbre d’entrainement du générateur de gaz 30. Le corps haute pression 30B peut comprendre un compresseur haute pression 32B disposé en aval du compresseur basse pression 32A et en amont de la chambre de combustion 34, et une turbine haute pression 36B, disposée en aval de la chambre de combustion 34 et amont de la turbine basse pression 36A, et couplée en rotation avec le compresseur haute pression 32B par l’intermédiaire d’un arbre haute pression 33B. Le compresseur 32 du générateur de gaz 30 peut comprendre les compresseurs basse et haute pression 32A et 32B. La turbine 36 du générateur de gaz 30 peut comprendre les turbines basse et haute pression 36A et 36B. Les arbres basse pression et haute pression 33A et 33B peuvent être coaxiaux. L’arbre haute pression 33B peut recevoir une portion de l’arbre basse pression 33A. Selon une variante, les arbres basse pression 33A et haute pression 33B peuvent être corotatifs, i.e. configurés pour tourner l’un par rapport à l’autre dans un même sens autour de l’axe X. Selon une autre variante, les arbres basse pression 33A et haute pression 33B peuvent être contrarotatifs, i.e. configurés pour tourner l’un par rapport à l’autre dans des sens opposés autour de l’axe X. La vitesse de rotation du corps basse pression 33A peut être inférieure à la vitesse de rotation du corps haute pression 33B.
[0087] Selon une variante non représentée, l’ensemble propulsif peut être du type triple- corps. La turbine 36 peut comprendre une turbine intermédiaire disposée axialement entre la turbine haute pression 36B et la turbine basse pression 36A et configurée pour entrainer un compresseur intermédiaire disposée axialement entre le compresseur basse pression 32A et le compresseur haute pression 32B par l’intermédiaire d’un arbre intermédiaire. L’arbre intermédiaire peut être logé entre l’arbre basse pression 33A et l’arbre haute pression 33B. L’arbre intermédiaire et l’arbre basse pression 33B peuvent être corotatifs ou contrarotatifs l’un par rapport à l’autre.
[0088] Chaque compresseur 32A, 32B et turbine 36A, 36B peut comprendre une pluralité d’étages, chaque étage comprenant une roue à aubes, respectivement 32AA, 32BA, 36AA, 36BA, mobile en rotation autour de l’axe X (ou rotor) et une roue à aubes, respectivement 32AB, 32BB, 36AB, 36BB, fixe autour de l’axe X (ou stator). Dans cet exemple, le compresseur basse pression 32A peut présenter au moins 2 étages et au plus 5 étages, par exemple 2 étages, le compresseur haute pression 32B peut présenter entre 8 étages et 11 étages (seul deux étages étant représentés pour la clarté de la figure), la turbine haute pression 36B peut présenter 2 étages, et la turbine basse pression 36A peut présenter entre 3 étages et 8 étages (seul deux étages étant représentés pour la clarté de la figure). Un redresseur 37, ou roue à aubes fixe en rotation autour de l’axe X, peut être disposé en aval de la chambre de combustion 34 et en amont de la turbine haute pression 36B.
[0089] Un dispositif de réduction de vitesse 40 peut indirectement coupler en rotation l’arbre d’entrainement 33A avec l’arbre d’hélice 26. Le dispositif de réduction de vitesse 40 peut-être configuré pour entrainer l’arbre d’hélice 26 à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement 33A. L’arbre d’entrainement 33A raccorde la turbine basse pression 36A (ou le corps basse pression 30A) à une entrée du dispositif de réduction de vitesse 40 tandis que l’arbre d’hélice 26 raccorde une sortie du dispositif de réduction de vitesse 40 à l’hélice 22. L’hélice 22 est donc entraînée par la turbine basse pression 36A (ou le corps basse pression 30A) par l’intermédiaire de l’arbre d’entrainement 33A (ou arbre basse pression), du dispositif de réduction de vitesse 40 et de l’arbre d’hélice 26. Dans cet exemple, le dispositif de réduction de vitesse 40 peut être disposé, considéré selon l’axe X, entre une extrémité amont de l’arbre d’entrainement 33A et une extrémité aval de l’arbre d’hélice 36.
[0090] Par exemple, le dispositif de réduction de vitesse 40 peut être un dispositif de réduction à train d’engrenage épicycloïdal, par exemple du type « épicycloïdal » ou « planétaire » selon la terminologie parfois utilisée par l’homme du métier. Un tel mécanisme peut comprendre un seul étage, deux étages ou plus de deux étages.
[0091] Selon une première variante 40’ représentée schématiquement sur la figure 3, le dispositif de réduction 40 peut être du type planétaire ou « star » en anglais et comprendre un pignon solaire 40A, qui forme l’entrée du mécanisme de réduction 40. L’axe de rotation du pignon solaire 40A forme l’axe de rotation du mécanisme de réduction 40, et peut être confondu avec l’axe X de l’ensemble propulsif 10. Le pignon solaire 40A est configuré pour être entraîné en rotation par l’arbre d’entrainement 33A. Une couronne 40B forme la sortie du mécanisme de réduction 40. La couronne 40B est coaxiale avec le pignon solaire 40A et configurée pour entrainer en rotation l’arbre d’hélice 26 autour de l’axe X. Plusieurs satellites 40C, ou pignons satellites - un seul satellite étant représenté sur la figure 3 - sont répartis circonférentiellement autour de l’axe X entre le pignon solaire 40A et la couronne 40B. Chaque satellite 40C est engrené avec le pignon solaire 40A et avec la couronne 40B. Les satellites 40C sont montés sur un porte-satellites 40D qui est fixe par rapport à une partie statorique 40E de l’ensemble propulsif 10, par exemple par rapport à un carter en amont du compresseur 32. [0092] Selon une deuxième variante 40” représentée schématiquement sur la figure 4, le dispositif de réduction 40 peut être de type épicycloïdal ou « planetary » en anglais. Dans ce cas, par rapport au type planétaire 40’ décrit en référence à la figure 3, la couronne 40B est montée fixe sur une partie statorique 40E” de l’ensemble propulsif 10 et l’arbre d’hélice 26 est entraîné en rotation par le porte-satellites 40D” (qui est donc mobile en rotation par rapport à la partie statorique 40E” de l’ensemble propulsif 10, par exemple par rapport à un carter en amont du compresseur 32). Les parties statoriques 40E et 40E” peuvent correspondre à différentes parties d’un même élément, ou bien correspondre à des éléments distincts.
[0093] Quelle que soit la configuration 40’ ou 40” du dispositif de réduction 40, le diamètre de la couronne 40B est supérieur au diamètre du porte satellite 40D, 40D” qui est lui- même supérieur au diamètre du pignon solaire 40A, les satellites 40C sont radialement disposés entre le pignon solaire 40A et la couronne 40B, et la vitesse de rotation de l’arbre d’hélice 26 est inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement 33A.
[0094] Le rapport de réduction du dispositif de réduction 40 peut être supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11 ,0, par exemple supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 6.0, par exemple supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 3,6, par exemple égal à 3,0.
[0095] En fonctionnement, un flux d’air F (voir figure 2) entrant dans l’ensemble propulsif 10 passe au travers de l’hélice 22 et est ensuite divisé en en flux d’air primaire F1 et un flux d’air secondaire F2, qui circulent de l’amont vers l’aval au sein de l’ensemble propulsif 10.
[0096] Le flux d’air primaire F1 s’écoule dans une veine dite « veine primaire », à l’intérieur du générateur de gaz 30, parfois aussi appelé corps primaire, en passant successivement par le compresseur basse pression 32A, le compresseur haute pression 32B, la chambre de combustion 34, la turbine haute pression 36B, la turbine basse pression 36A, puis par la tuyère de sortie 38. La détente des gaz de combustion en aval de la chambre de combustion 34 au sein de la turbine 36 procure l’énergie pour entrainer en rotation les turbines haute et basse pression 36B, 36A, et donc les arbres 33 A et 33 B.
[0097] Le flux d’air secondaire F2, parfois aussi appelé « flux d’air de dérivation », s’écoule au travers du redresseur 24, puis le long du générateur de gaz 30, à l’extérieur du générateur de gaz 30. Ce flux d’air secondaire F2 fournit par réaction la grande majorité de la poussée générée par l’ensemble propulsif 10. Le flux d’air secondaire F2 peut aussi permettre de refroidir par l’extérieur le générateur de gaz 30. [0098] Le taux de dilution (ou BPR pour « bypass ratio » en anglais) de l’ensemble propulsif 10 est égal au rapport du débit massique du flux d’air secondaire F2 divisé par le débit massique du flux d’air primaire F1 entrant dans le générateur de gaz 30. Un taux de dilution élevé reflète le fait que l’essentiel de la poussée est fourni par le flux secondaire F2, et que l’énergie procurée par le flux primaire F1 sert principalement à générer le flux d’air secondaire F2. En d’autres termes, dans un ensemble propulsif à taux de dilution élevé, le flux d’air primaire F1 sert principalement à générer l’énergie pour entrainer le module propulseur tandis que le flux d’air secondaire sert principalement à générer la poussée. Par exemple, le taux de dilution de l’ensemble propulsif 10 peut être supérieur ou égal à 40, par exemple supérieur ou égal à 40 et inférieur ou égal à 80.
[0099] Dans un ensemble propulsif à taux de dilution élevée où la majorité de la poussée est procurée par le flux secondaire F2, l’énergie cinétique du flux secondaire F2 est très dépendante de la compression produite par l’hélice. Une des manières d’améliorer le rendement propulsif, et donc l’efficacité globale de l’ensemble propulsif, est de réduire le rapport de pression de l’hélice, et donc du module propulseur. Une telle réduction du rapport de pression, peut être obtenue grâce à un dispositif de réduction de vitesse, qui permet de réduire la vitesse de rotation de l’hélice, mais aussi d’augmenter la puissance extraite par la turbine haute pression ce qui améliore encore l’efficacité globale de l’ensemble propulsif.
[0100] L’ensemble propulsif 10 peut être configuré pour fournir une poussée comprise entre 18 000 Ibf (80 068 N) et 51 000 Ibf (22 2411 N), par exemple entre 20 000 Ibf (88964 N) et 35 000 Ibf (15 5688 N), lorsque l’ensemble propulsif 10 est stationnaire, non-installé, en régime de décollage dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l’Organisation de l’aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3e édition) et au niveau de la mer.
[0101] Le dispositif de calage cyclique des aubes de l’hélice 50 est décrit plus en détail en référence à la figure 5. Le dispositif de calage cyclique 50 peut comprendre une pluralité de vérins 52, par exemple exactement quatre vérins 52 (un seul vérin étant représenté sur la figure 5). Les vérins 52 peuvent être du type « simple chambre ». Selon une variante non représentée, le dispositif de calage cyclique 50 peut comprendre exactement trois vérins 52, au moins un des vérins 52, voire tous les vérins 52, étant du type « double chambre ». Les vérins 52 peuvent être régulièrement répartis circonférentiellement autour de l’axe X, par exemple tous les 90° dans le cas où le dispositif de calage cyclique 50 comprend exactement quatre vérins 52. Les vérins 52 peuvent être configurés pour adopter une position P au sein d’une course totale de calage collectif CT, et pour permettre une course de calage cyclique CC comprise entre ± 40 mm, par exemple entre ± 20 mm, par exemple entre ± 16 mm, par exemple entre ± 9,6 mm, autour de ladite position P. Les vérins 52 sont par exemple des vérins hydrauliques. Chaque vérin 52 peut être alimenté en huile pressurisée via une ligne d’alimentation 51 , propre à chaque vérin 52 et indépendante pour chaque vérin 52. Ces lignes d’alimentation 51 indépendantes peuvent s’étendre via des bras 55A du carter intermédiaire 55. En d’autres termes, les lignes d’alimentation 51 peuvent contourner le dispositif de réduction de vitesse 40 et ne pas s’étendre pas au travers du dispositif de réduction de vitesse 40. Le circuit d’alimentation en huile pressurisée pour les vérins 52 peut être indépendant et distinct du circuit d’alimentation en huile pour le dispositif de réduction de vitesse 40. Une telle configuration peut permettre une certaine modularité, et faciliter la maintenance ainsi que le montage / démontage du dispositif de calage cyclique 50. Par ailleurs, les alimentations indépendantes des vérins 52 permets de réduire les risques de panne de l’ensemble du dispositif de calage cyclique 50, et d’éviter un risque de défaillance collective de l’opérabilité des vérins 52. En cas de défaillance d’un des vérins 52 ou de son circuit d’alimentation, il reste trois vérins 52 opérationnels, ce qui est suffisant pour piloter l’anneau de calage 54 décrit ci-après.
[0102] Les vérins 52 peuvent s’étendre parallèlement à l’axe X, mais pas nécessairement. Les vérins 52 peuvent présenter chacun un cylindre 52A monté sur un stator 70 de l’ensemble propulsif 10, par exemple sur un carter de support de palier 70A de l’arbre d’hélice 26. Les vérins 52 peuvent présenter chacun une tige 52B coulissante par rapport au cylindre 52A, chaque tige présentant par exemple une extrémité distale, dans cet exemple un oeilleton de fixation, coulissant sur une course totale C égale à la course totale de calage collectif CT plus la course de calage cyclique CC.
[0103] Le dispositif de calage cyclique 50 peut comprendre un anneau de calage 54 qui est statorique comme le vérin 52 et qui est rotulé autour de l’axe X et coulissant parallèlement à l’axe X. Selon une variante 50’ représentée sur la figure 5, l’anneau de calage 54 peut être monté coulissant sur l’arbre d’hélice 26. Selon une autre variante 50” représentée sur la figure 6, l’anneau de calage 54 peut être monté coulissant sur un stator 70, par exemple un carter de support de palier 70A de l’arbre d’hélice 26.
[0104] L’anneau de calage 54 peut comprendre un anneau formant rotule 54A monté coulissant selon l’axe X sur l’arbre d’hélice 26 (cf. fig. 5) ou sur le stator 70 (cf. fig.6), par exemple par l’intermédiaire de rouleaux 53. Ces rouleaux 53 peuvent être configurés pour autoriser un glissement de l’anneau formant rotule 54A selon l’axe X et une rotation de l’anneau formant rotule 54A autour de l’axe X par rapport à l’arbre d’hélice 26 (cf. fig. 5) ou par rapport au stator 70 (cf. fig.6), et peuvent ainsi former un palier glissant. L’anneau 54A présente une surface externe 54A1 convexe formant rotule. [0105] L’anneau de calage 54 peut comprendre un anneau interne 54B, par exemple formant plateau interne statorique, disposé radialement à l’extérieur de l’anneau formant rotule 54A. L’anneau interne 54B présente une face interne 54B1 concave configurée pour coopérer par complémentarité de forme avec la surface externe 54A1 convexe de l’anneau formant rotule 54A. Cette configuration est un exemple procurant le caractère rotulé autour de l’axe X de l’anneau de calage 54. L’anneau interne 54B peut présenter une pluralité de bras 54B2 (un seul bras étant représenté sur les figures 5 et 6), s’étendant axialement et/ou radialement. Par exemple, l’anneau interne 54B comprend autant de bras 54B2 que de vérins 52. Chaque bras 54B2 peut être relié mécaniquement à un (unique) vérin 52, par exemple à l’extrémité distale d’un vérin 52, par exemple via une liaison pivot ou rotule. L’anneau interne 54B peut comprendre un face externe 54B3 assemblée avec une portion radialement interne d’un palier à roulement 56.
[0106] L’anneau de calage 54 peut comprendre un anneau externe 54C, par exemple formant plateau externe rotorique, disposé radialement à l’extérieur du l’anneau interne 54B. L’anneau externe 54C peut comprendre un face interne 54C1 assemblée avec une portion radialement externe du palier à roulement 56. En d’autres termes, le palier de roulement 56 peut-être disposé radialement entre l’anneau interne 54B et l’anneau externe 54C. L’anneau interne 54B et l’anneau externe 54C peuvent ainsi être découplés en rotation autour de l’axe X. Autrement dit, l’anneau interne 54B et l’anneau externe 54C sont mobiles en rotation l’un par rapport à l’autre autour de l’axe X. L’anneau externe 54C peut comprendre une face externe 54C2 munie d’une pluralité d’accroches 54C3, par exemple des chapes à œil, pour assurer une liaison mécanique entre l’anneau externe 54C et chacune des aubes 22A. Par exemple, l’anneau externe 54C peut comprendre autant d’accroches 54C3 que d’aubes 22A.
[0107] Un circuit d’huile non représenté aliment en huile le palier glissant formé par les rouleaux 53, la rotule formée par les anneaux 54A et 54B, et le palier à roulement 56 de l’anneau de calage 54.
[0108] L’anneau de calage 54 peut présenter un rayon interne RR, qui correspond au rayon interne de l’anneau formant rotule 54A, compris entre 150 mm et 450 mm, par exemple 225 mm. L’anneau de calage 54 peut-être rotulé sur une plage angulaire C2 comprise entre ± 30°, par exemple entre ± 15°, par exemple entre ± 10,5°, par exemple environ ± 4,0°.
[0109] Chaque aube 22A est montée pivotante autour de son axe Z s’étendant radialement, sur le moyeu 22B de l’hélice 22, de manière à pouvoir ajuster l’angle de calage de chacune des aubes 22A (voir double flèche AC sur les figures 5 et 6), i.e. du profil aérodynamique 22A2 de chacune des aubes 22A. Plus particulièrement, dans cet exemple, le pied 22A3 de chacune des aube 22A est monté sur le moyeu 22B de l’hélice 22 via un roulement 22C. On note que les figures 5 et 6 sont très schématiques et que tous les détails de montage de l’aube 22A sur le moyeu 22B, bien connus par ailleurs par l’homme du métier, ne sont pas représentés ni décrits. Le moyeu 22B est couplé en rotation avec l’arbre 26 via un assemblage par exemple par boulons 23
[0110] Le pied 22A3 de chacune des aubes 22 peut être pourvue d’un levier de commande de calage 22D, configuré pour faire pivoter l’aube 22 autour de son axe Z. Le levier de commande de calage 22D peut être relié à l’anneau de calage 54, via une biellette 25. La biellette 25 peut être reliée à l’anneau de calage 54 via une liaison pivot ou via une liaison rotule. La biellette 25 peut être reliée au levier de commande de calage 22D via une liaison pivot ou via une liaison rotule.
[0111] Lorsque l’hélice 22 tourne, les aubes 22A entraînent, via leur levier 22D et biellette 25 respectifs, l’anneau externe 54C en rotation autour de l’axe X. L’anneau interne 54B étant découplé en rotation de l’anneau externe 54C via le palier à roulement 56, et couplé en rotation autour de l’axe X au stator 70 via les bras 54B2 et les vérins 52, reste immobile en rotation autour de l’axe X. Selon l’inclinaison (procurée par une course angulaire inférieure ou égale à la plage angulaire C2) par rapport à un plan radial perpendiculaire à l’axe X de l’anneau interne 54B autour de l’anneau formant rotule 54A, imposée par les vérins 52, l’anneau externe 54C suit pendant sa rotation autour de l’axe X l’inclinaison imposée l’anneau interne 54B. Ainsi, le calage de chacune de aubes 22B varie au cours de la rotation de l’hélice 22. A chaque position angulaire prédéfinie autour de l’axe X, les aubes 22A prennent, au cours de leur passage successif à ces positions angulaires prédéfinies pendant la rotation de l’hélice 22, un calage associé à chacune de ces positions angulaires prédéfinies. Ceci forme un exemple de dispositif de calage cyclique.
[0112] Le dispositif de calage cyclique 50 peut comprendre un accumulateur de pression 58 (voir figure 2) configuré pour fournir une énergie de commande de sécurité afin d’amener toutes les aubes en drapeau. Par exemple, l’accumulateur de pression 58 peut être un réservoir de vide, configuré pour purger l’huile des vérins 52 de manière à les amener dans une configuration neutre correspondant à la position drapeau des aubes 22A. Par exemple, l’accumulateur de pression 58 peut être disposé dans une enceinte E recevant le dispositif de réduction de vitesse 40.
[0113] En fonctionnement, tous les vérins 52 peuvent être commandés simultanément et selon une même consigne, de sorte que l’anneau de calage 54 est déplacé le long de l’axe X (voir double flèche C1 sur l’exemple des figures 5 et 6), grâce à quoi le calage de l’ensemble des aubes 22A est modifié pour atteindre un angle de calage identique pour toutes les aubes 22A. Ceci permet de commander et réguler le calage collectif des aubes 22A. Chaque vérin 52 peut être aussi commandé indépendamment l’un de l’autre selon une consigne qui lui est propre et différente de celle des autres vérins, de sorte que l’anneau de calage 54 rotulé pivote autour d’une direction radiale (voir par exemple la double flèche associée à la plage angulaire C2 sur les figures 5 et 6), grâce à quoi le calage de chacune des aubes 22A est modifié d’une manière qui lui est propre en fonction de sa position angulaire lors de la rotation de l’hélice 22. Ceci permet de commander et réguler le calage cyclique des aubes 22A. L’angle de calage cyclique peut être compris entre ± 30°, par ex ± 6° autour de la position de calage collectif. Par exemple, l’amplitude de la plage angulaire de rotule C2 de l’anneau de calage 54 peut être configurée pour que l’angle de calage cyclique soit compris entre ± 30°, par ex ± 6° autour de la position de calage collectif. Par exemple, la course de calage cyclique CC de chacun des vérins 52 peut être configurée pour que l’angle de calage cyclique soit compris entre ± 30°, par ex ± 6° autour de la position de calage collectif. Dans le présent exemple, le dispositif de calage 50 peut permettre à la fois un calage cyclique et un calage collectif.
[0114] La figure 7 représente un graphique montrant, en ordonnée, l’angle de calage des aubes 22A en fonction de leur position angulaire au sein de l’ensemble propulsif 10 lors de la rotation de l’hélice 22. La position de l’axe des abscisses sur l’axe des ordonnées correspond à l’angle de calage collectif, associé par exemple à la positon P des vérins 22 au sein de la course de calage collectif CT. La courbe V correspond à un exemple d’angles de calages cyclique au sein de l’hélice 22, associée à un déplacement prédéterminé de chacun des vérins au sein de la course de calage cyclique CC, d’amplitude propre à chacun des vérin 52 et distincte de celle des autres vérins 52. Ainsi, dans cet exemple, au cours d’un tour complet de l’hélice 22, l’angle de calage cyclique de chaque aube 22A suit cette courbe A, autour du calage collectif correspondant à l’abscisse. La figure 8 représente un exemple de configuration des aubes 22A avec un calage cyclique : en tournant avec l’hélice 22, le calage cyclique des aubes 22A évolue pour que chacune des aube 22A adopte successivement la configuration représentée.
[0115] Le dispositif de calage cyclique 50 peut être configuré pour réguler le calage cyclique des aubes 22A de l’hélice 22 en fonction d’un ou plusieurs paramètres de l’aéronef 100 sur lequel l’ensemble propulsif 10 est monté, par exemple d’au moins un paramètre parmi l’angle d’attaque aéronef, le roulis et le lacet. Par exemple, le dispositif de calage cyclique des aubes de l’hélice 50 peut comprendre une centrale inertielle 57 configurée pour déterminer l’angle d’attaque, le roulis et le lacet de l’aéronef 100 sur lequel l’ensemble propulsif 10 est monté. En alternative ou en complément, le dispositif de calage cyclique 50 peut être configuré pour réguler le calage cyclique des aubes 22A de l’hélice 22 en fonction d’un ou plusieurs paramètres du générateur de gaz 30, par exemple en fonction d’au moins un paramètre parmi le régime, la puissance et le couple, par exemple le couple d’un corps basse pression. Le dispositif de calage cyclique 50 peut comprendre au moins un capteur 60 configuré pour déterminer un moment 1 P, qui peut être par exemple disposé l’arbre d’hélice 26, un support de palier d’hélice (non référencé), un organe de commande du dispositif de calage cyclique 50, par exemple l’anneau de calage 54 ou un vérin 52. Dans l’exemple des figures 5, le capteur 60 est disposé sur un bras 54B2 de l’anneau de calage 54. Selon un exemple non représenté, le capteur 50 peut mesurer la pression au sein des chambres hydrauliques des vérins 52.
[0116] La figure 9 représente un procédé de régulation du calage cyclique des aubes 22A de l’hélice 22 de l’ensemble propulsif 10, dans lequel on régule le calage cyclique des aubes 22A de l’hélice 22 en fonction d’au moins un paramètre de l’aéronef 100 sur lequel l’ensemble propulsif 10 est monté et/ou d’au moins un paramètre du générateur de gaz 30. Par exemple, le procédé de régulation peut comprendre une boucle de régulation comprenant une première étape E1 au cours de laquelle on collecte au moins un paramètre de l’aéronef 100 sur lequel l’ensemble propulsif 10 est monté, par exemple d’au moins un paramètre parmi l’angle d’attaque aéronef, le roulis et le lacet, et/ou au moins un paramètre du générateur de gaz 30 et/ou un moment mesuré par le capteur 60. Le procédé peut comprendre une deuxième étape E2 au cours de laquelle on évalue un angle de calage cyclique. Le procédé peut comprendre une troisième étape E3 au cours de laquelle on ajuste le calage cyclique des aubes 22A de l’hélice 22 en fonction du résultat de la deuxième étape E2.
[0117] Le présent exposé vise aussi un programme d’ordinateur comportant des instructions qui, lorsque le programme est exécuté par un ordinateur, conduisent celui-ci à mettre en oeuvre les étapes, par exemple E1 , E2 et E3, pour l’exécution du procédé de régulation du calage cyclique des aubes 22A de l’hélice 22 de l’ensemble propulsif 10. Ce programme peut utiliser n’importe quel langage de programmation, et être sous la forme de code source, code objet, ou de code intermédiaire entre le code source et le code objet, tel que dans une forme partiellement compilée, ou dans n’importe quelle autre forme souhaitable. [0118] Le présent exposé vise aussi un support d’enregistrement, lisible par ordinateur, sur lequel est enregistré le programme d’ordinateur. Le support d’enregistrement peut être n’importe quelle entité ou dispositif capable de stocker un programme. Par exemple, le support peut comporter un moyen de stockage, tel qu’une ROM, par exemple un CD- ROM ou une ROM de circuit microélectronique, ou encore un moyen d’enregistrement magnétique, par exemple une disquette (« floppy disc ») ou un disque dur.
[0119] Bien que la présente invention ait été décrite en se référant à des modes de réalisation spécifiques, il est évident que des modifications et des changements peuvent être effectués sur ces exemples sans sortir de la portée générale de l'invention telle que définie par les revendications. En particulier, des caractéristiques individuelles des différents modes de réalisation illustrés/mentionnés peuvent être combinées dans des modes de réalisation additionnels. Par conséquent, la description et les dessins doivent être considérés dans un sens illustratif plutôt que restrictif.
[0120] Il est également évident que toutes les caractéristiques décrites en référence à un procédé sont transposables, seules ou en combinaison, à un dispositif, et inversement, toutes les caractéristiques décrites en référence à un dispositif sont transposables, seules ou en combinaison, à un procédé.

Claims

Revendications
[Revendication 1] Ensemble propulsif (10) pour aéronef (100), l’ensemble propulsif (10) s’étendant selon un axe (X) et comprenant un module propulseur (20) présentant une hélice (22) pourvue d’aubes (22A), un redresseur (24), et un arbre d’hélice (26) configuré pour entrainer l’hélice (22) en rotation, les aubes (22A) de l’hélice (22) étant en tout ou partie en matériau composite, un générateur de gaz (30) présentant un arbre d’entrainement (33A), un dispositif de réduction de vitesse (40) couplant en rotation l’arbre d’entrainement (33A) et l’arbre d’hélice (26), et configuré pour entrainer l’arbre d’hélice (26) à une vitesse de rotation inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre d’entrainement (33A), et un dispositif de calage cyclique des aubes de l’hélice (50).
[Revendication 2] Ensemble propulsif (10) pour aéronef (100) selon la revendication 1 , dans lequel l’arbre d’hélice (26) est coaxial avec l’arbre d’entrainement (33A).
[Revendication 3] Ensemble propulsif (10) pour aéronef (100) selon la revendication 1 ou 2, dans lequel le dispositif de calage cyclique des aubes de l’hélice (50) comprend exactement trois ou quatre vérins (52).
[Revendication 4] Ensemble propulsif (10) pour aéronef (100) selon la revendication 3, dans lequel les vérins (52) sont régulièrement répartis circonférentiellement autour de l’axe (X).
[Revendication 5] Ensemble propulsif (10) pour aéronef (100) selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel le dispositif de calage cyclique des aubes de l’hélice (50) comprend au moins un vérin (52), le au moins un vérin (52) étant configuré pour adopter une position (P) au sein d’une course totale de calage collectif (CT), et pour permettre une course de calage cyclique (CC) comprise entre ± 40 mm, par exemple entre ± 20 mm, par exemple entre ± 16 mm, par exemple entre ± 9,6 mm, autour de ladite position (P).
[Revendication 6] Ensemble propulsif (10) pour aéronef (100) selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel le dispositif de calage cyclique des aubes de l’hélice (50) comprend un anneau de calage (54) rotulé autour de l’axe (X) et coulissant parallèlement à l’axe (X).
[Revendication 7] Ensemble propulsif selon la revendication 6, dans lequel l’anneau de calage (54) est monté coulissant sur l’arbre d’hélice (26) ou sur un stator (70).
[Revendication 8] Ensemble propulsif (10) pour aéronef (100) selon la revendication 6 ou 7, dans lequel l’anneau de calage (54) présente un rayon interne (RR) compris entre 150 mm et 450 mm, par exemple 225 mm.
[Revendication 9] Ensemble propulsif (10) pour aéronef (100) selon l’une quelconque des revendications 6 à 8, dans lequel l’anneau de calage (54) est rotulé sur une plage angulaire (C2) comprise entre ± 30°, par exemple entre ± 15°, par exemple entre ± 10,5°, par exemple environ ± 4,0°.
[Revendication 10] Ensemble propulsif (10) pour aéronef (100) selon l’une quelconque des revendications 1 à 9, dans lequel le dispositif de calage cyclique des aubes de l’hélice (50) comprend un accumulateur de pression (58) configuré pour fournir une énergie de commande de sécurité afin d’amener les aubes (22A) en drapeau.
[Revendication 11 ] Ensemble propulsif (10) pour aéronef (100) selon l’une quelconque des revendications 1 à 10, dans lequel l’angle de calage cyclique est compris entre ± 30°, par ex ± 6°.
[Revendication 12] Ensemble propulsif (10) pour aéronef (100) selon l’une quelconque des revendications 1 à 11 , dans lequel l’hélice (22) présente un diamètre (D) mesuré en bord d’attaque (22A1) supérieur ou égal à 1 ,98 m et inférieur ou égal à 6.12 m, par exemple supérieur ou égal à 1 ,98 m et inférieur ou égal à 4,30 m.
[Revendication 13] Ensemble propulsif (10) pour aéronef (100) selon l’une quelconque des revendications 1 à 12, dans lequel l’hélice (22) comprend au moins 10 aubes (22A) et au plus 18 aubes (22A).
[Revendication 14] Ensemble propulsif (10) pour aéronef (100) selon l’une quelconque des revendications 1 à 13, dans lequel l’hélice (22) présente un rapport moyeu-tête supérieur ou égal à 0,22 et inférieur ou égal à 0,35, par exemple supérieur ou égal à 0,25 et inférieur ou égal à 0,35, par exemple inférieur ou égal à 0,27.
[Revendication 15] Ensemble propulsif (10) pour aéronef (100) selon les revendications 13 et 14, dans lequel l’hélice (22) comprend au moins 10 aubes (22A) et au plus 16 aubes (22A) et le rapport moyeu-tête est supérieur ou égal à 0,25 et inférieur ou égal à 0,30.
[Revendication 16] Ensemble propulsif (10) pour aéronef (100) selon les revendications 13 et 14, dans lequel l’hélice (22) comprend au moins 14 aubes (22A) et au plus 18 aubes (22A) et le rapport moyeu-tête est supérieur ou égal à 0,30 et inférieur ou égal à 0,35.
[Revendication 17] Ensemble propulsif (10) pour aéronef (100) selon l’une quelconque des revendications 1 à 16, dans lequel le mécanisme de réduction (40) a un rapport de réduction supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11 ,0, par exemple supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 6.0, par exemple supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 3,6, par exemple autour de 3,0.
[Revendication 18] Ensemble propulsif (10) pour aéronef (100) selon l’une quelconque des revendications 1 à 17, dans lequel le dispositif de calage cyclique des aubes de l’hélice (50) est configuré pour réguler le calage cyclique des aubes (22A) de l’hélice (22) en fonction d’un ou plusieurs paramètres aéronef sur lequel l’ensemble propulsif (10) est configuré pour être monté, par exemple d’au moins un paramètre parmi l’angle d’attaque aéronef, le roulis et le lacet.
[Revendication 19] Ensemble propulsif (10) pour aéronef (100) selon l’une quelconque des revendications 1 à 18, dans lequel le dispositif de calage cyclique des aubes de l’hélice (50) est configuré pour réguler le calage cyclique des aubes (22A) de l’hélice (22) en fonction d’un ou plusieurs paramètres du générateur de gaz (30), par exemple en fonction d’au moins un paramètre parmi le régime, la puissance, le couple, par exemple le couple d’un corps basse pression.
[Revendication 20] Ensemble propulsif (10) pour aéronef (100) selon l’une quelconque des revendications 1 à 19, dans lequel le dispositif de calage cyclique des aubes de l’hélice (50) comprend au moins un capteur par exemple disposé sur au moins un parmi l’arbre d’hélice (26), un support de palier d’hélice, un organe de commande du dispositif de calage cyclique (50), par exemple un anneau de calage (54) ou un vérin (52), le au moins un capteur (60) étant configuré pour déterminer un moment 1P.
[Revendication 21] Ensemble propulsif (10) pour aéronef (100) selon l’une quelconque des revendication 1 à 20, dans lequel le dispositif de calage cyclique des aubes de l’hélice (50) comprend une centrale inertielle (57) configurée pour déterminer l’angle d’attaque, le roulis et le lacet de l’aéronef (100) sur lequel l’ensemble propulsif (10) est monté.
[Revendication 22] Procédé de régulation du calage cyclique des aubes (22A) de l’hélice (22) de l’ensemble propulsif (10) selon l’une quelconque des revendications 1 à 21 , dans lequel on régule le calage cyclique des aubes (22A) de l’hélice (22) en fonction d’au moins un paramètre aéronef sur lequel l’ensemble propulsif (10) est configuré pour être monté et/ou d’au moins un paramètre du générateur de gaz (30).
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