FR2521639A1 - Moteur de propulsion d'avion a helice de haute performance - Google Patents
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Abstract
L'INVENTION CONCERNE UN MOTEUR DE PROPULSION D'AVION. SELON L'INVENTION, IL COMPREND UN GAZOGENE 12, UNE TURBINE 14 POUVANT ETRE ENTRAINEE PAR LE GAZOGENE ET AU MOINS UNE HELICE 20 POUVANT ETRE ENTRAINEE PAR LA TURBINE VERS UN REDUCTEUR 24, L'HELICE ETANT MONTEE POUR UNE ROTATION COAXIALE AVEC LE MOTEUR ET LA TURBINE ET, EN AVAL DE LA TURBINE, LE GAZOGENE ET LA TURBINE AYANT UNE GAINE D'ECHAPPEMENT 26 COMPRENANT UN CERTAIN NOMBRE DE CHUTES ADJACENTES AVEC LES GAZ D'ECHAPPEMENT PASSANT A TRAVERS UNE CHUTE SUR DEUX ET L'AIR AMBIANT A TRAVERS LES AUTRES, L'HELICE A UNE STRUCTURE DE MOYEU ROTATIF 32 OU SONT PREVUS DES PASSAGES AXIAUX ENTRE DES PALES ADJACENTES, LES ECOULEMENTS ALTERNES DES GAZ D'ECHAPPEMENT DU GAZOGENE ET DE LA TURBINE ET DE L'AIR AMBIANT ETANT AGENCES POUR PASSER PAR LES PASSAGES AXIAUX VERS L'ATMOSPHERE. L'INVENTION S'APPLIQUE NOTAMMENT A L'AVIATION.
Description
MOTEUR DE PROPULSION D' -JION A HELICE DE HAUTE
PERFORMIANCE
La présente invention se rapporte à une hélice de hafte performance ou "propfan" entraînée par une turbine à gaz,,o la turbine à gaz comprend un gazogène et une certaine forme de turbine de puissance pour entraîner l'hélice au moyen d'un réducteur, et l'hélice est montée en aval de la
turbine à gaz.
Le terme npropfan" peut être défini comme une forme d'hélice à haute performance ayant un certain nombre de pales, typiquement environ 8 à 10, chaque pale étant mince et ayant un degré élevé de courbure Cet agencement retarde la
formation d'une onde de choc et permet aux pales de fonction-
ner O de fortes charges de puissance Un avion entraîné par un moteur à "propfan" peut fonctionner à environ MACH 0,8 contrairement à un turbopropulseur conventionnel qui limite la vitesse de vol à environ MACH 0,6 parce que les vitesses du bout de l'hélice ne doivent pas dépasser la vitesse du son, autrement l'efficacité de propulsion baisse rapidement et les niveaux de bruit augmentent De même, en comparaison à un moteur à ventilateur auxiliaire, un moteur à propfan"
consommera jusqu'à 20 % moins de carburant.
Des propositions ont été faites pour divers agence-
ments de "propfan" et d'un gazogène o une hélice en amont est entrainée au moyen d'une boîte de vitesse, par un arbre qui s'étend du gazogène De tels agencements nécessitent une admission du moteur en aval de l'hélice et ces admissions doivent,être soit annulaire ou bien du type en menton Les deux types d'admission créent des pénalités aérodynamiques et des conditions correctes à l'entrée du moteur sont difficiles à obtenir En particulier, quand le moteur doit produire une poussée inverse, le pas des pales de l'hélice s'inverse, et les bases des pales peuvent efficacement bloquer l'admission du moteur à moins que des mesures spéciales ne soient prises
pour éviter cette condition.
La présente invention permet d'éviter ces problèmes en localisant l'hélice ou "propfan" en aval de la turbine à gaz d'entraînement, pour permettre à la turbine à gaz d'avoir une
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admission normale De même, le moteur à "propfan" monté à l'arrière permet au moteur d'être placé à l'arrière de l'avion, donc le bruit latéral de l'hélice ou "propfan" ne fait pas impact sur le fuselage de l'avion ou bien uniquement sur la partie de celui-ci ne contenant pas de cabine de pas- sagersa Un moteur de propulsion d'avion comprenant un gazogèe ne, un moyen formant turbine pouvant être entraîné par le gazogène avait au moins une hélice ou 'propfan" pouvant être
entrainé par le moyen formant turbine au moyen d'un réduc-
teur, l'hélice ou wpropfanu étant monté pour une rotation coaxialement avec le moteur et le moyen formant turbine, et en aval du moyen formant turbine, le gazogène et le moyen formant turbine ayant une gaine d'échappement qui comprend un certain nombre de chutes adjacentes, et à travers une sur deux d'entre elles s'écoulent les gaz d'échappement et dans les autres s'écoule l'air ambiant, l'hélice a une structure de moyeu rotatif oë sont prévus des passages axiaux entre des pales adjacentes de l'hélice, les écoulements alternés des gaz d'échappement du gazogène et du moyen formant turbine et de l'air ambiant étant agencés pour traverser les passages
axiaux vers l'atmosphères.
Le moyen formant turbine peut comprendre un surpres-
seur placé en amont du gazogène couplé à une turbine en aval
du gazogène ou bien une turbine autonome.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention
ressortiront plus clairement à la lecture de la description
qui va suivre d'un exemple de réalisation, donné à titre in-
dicatif mais nullement limitatif, en référence aux dessins annexés dans lesquels La figure 1 montre une demi-vue en élévation latérale, sous forme partiellement schématique, d'un type de moteur à propulsion par "propfan" selon la présente invention; et La figure 2 est un ensemble de coupes faites suivant
les lignes AA, BB et CC de la figure 1.
Sur les figures, un moteur à propulsion par "propfan" comprend un gazogène 12, dont les détails ne sont pas représentés, mais qui comprendra typiquement un compresseur,
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un dispositif de combustion recevant de l'air comprimé du compresseur et du carburant, et une turbine entraînant le compresseur, entraînée par les gaz à haute vitesse et haute température du dispositif de combustion Dans l'agencement illustré, les gaz à l'échappement du gazogène 12 entraînent une turbine 14 à trois étages qui, à son tour, entraîne un surpresseur 16 à deux étages qui est placé en amont du compresseur du gazogène, le surpresseur recevant son air d'entrée par une admission conventionnelle 18 La turbine 14 fonctionne comme une turbine de puissance et entraîne une hélice ou "propfan" à plusieurs pales 20 au moyen d'un arbre 22, qui a un accouplement pouvant être déconnecté (non
représenté), et un réducteur 24.
L'échappement de la turbine 14 s'écoule dans une gaine
26 qui se termine par un certain nombre de chutes équi-
distantes 28, 30 qui sont formées par une succession de plis périphériques à l'extrémité de la gaine 26, comme on peut le
voir par la coupe AA de la figure 2 Les chutes 28 contien-
nent les gaz d'échappement de la turbine et sont fermées par la paroi interne de la gaine 26, tandis que les chutes 30
sont ouvertes pour recevoir un écoulement d'air ambiant.
Ainsi, les écoulements alternés des gaz d'échappement de la turbine et d'air ambiant quittent la gaine 26 et s'écoulent vers une structure de moyeu annulaire rotatif 32 qui contient
les bases 33 des pales de l'hélice.
La structure annulaire 32 comprend une structure interne 34 en forme de bague ou d'anneau qui est entraînée
par la sortie du réducteur 24, et o sont attachés des monta-
ges 36 des pales dans lesquels les pales de l'hélice peuvent être entraînées en rotation dans des paliers 38, 40 par un mécanisme 42 pour faire varier le pas des pales Une gaine axiale 44 est formée entre chaque montage 36 et elle est définie par une paroi externe 46 et une paroi interne 48, et un évasement 50 est prévu en amont de chaque montage qui se fond avec les parois latérales de gaines adjacentes 44 Les gaines 44 peuvent avoir des sorties distinctes, ou bien les parois latérales de gaines adjacentes peuvent se confondre en
aval de chaque montage pour former une sortie annulaire.
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Les écoulements alternés des gaz à l'échappement de la turbine et de l'air ambiant s'échappent ainsi du moteur vers l'atmosphère par les gaines axiales 44 dans la structure annulaire rotative 32 Autant d'énergie utile que possible est extraite par la turbine, mais les gaz ont une énergie
résiduelle suffisante pour leur permettre de quitter finale-
ment le moteur sans produire une force inutile de traînée.
Le réducteur 24 comprend un certain nombre d'arbres intermédiaires 52 qui sont supportés dans des paliers 54 avec une roue dentée 56 entraînée par un pignon 58 monté dans des paliers 60 et fixé à l'arbre 22 Un pignon 62 sur chaque
arbre intermédiaire entraîne la structure 34 de forme annu-
laire qui est rotative dans des paliers 64.
Les pales de l'hélice ou "propfan" 20, qui peuvent être au nombre de huit à dix ont un degré élevé de courbure et ont une section mince qui augmente la corde effective de la pale et retarde la formation de l'onde de choc Ce type de
construction de pale permet d'obtenir des vitesses supérieu-
res de l'avion en comparaison à un avion entraîné par un
turbo-propulseur, les vitesses étant comparables aux vites-
ses d'un réacteur pur et d'un avion civil à ventilateur auxiliaire avec une plus grande économie de carburant que
l'avion à ventilateur auxiliaire.
Comme on l'aura noté, l'agencement du moteur de
propulsion décrit en montant l'hélice ou "propfan" à l'arriè-
re de moteur d'entraînement de l'hélice, permet au moteur d'avoir une admission conventionnelle qui'n'est pas gênée par la présence d'une hélice ou "propfan" et d'une boîte de
vitesse, et offre un procédé approprié pour conduire l'échap-
pement du moteur vers l'atmosphère sans produire aucun effect néphaste sur la performance du moteur L'accouplement pouvant être déconnecté, dans l'arbre 22, permet également au moteur
entraînant l'hélice d'être facilement retiré pour sa répara-
tion ou son remplacement En plaçant de façon appropriée un moteur selon l'invention par rapport au fuselage de l'avion, il sera possible de réduire ou de minimiser le bruit dans la cabine, produit par le moteur Par exemple, si le moteur ou les moteurs doivent être montés à l'arrière de l'avion sur
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une structure appropriée de support comme une ou plusieurs ailettes, les bruits latéraux de l'hélice peuvent éviter le fuselage, dans l'ensemble, ou bien n'affecter que la partie
du fuselage qui ne contient pas de cabine de passagers.
Divers modifications sont possibles dans le cadre de l'invention, par exemple la turbine entraînant l'hélice peut être une turbine autonome, le réducteur peut avoir toute forme appropriée et les chutes à la sortie de la gaine 26
peuvent avoir une forme différente.
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Claims (4)
1 Moteur de propulsion d'un avion caractérisé en ce qu'il comprend un gazogène ( 12), un moyen formant turbine ( 14) pouvant être entraîné par le gazogène et au moins une hélice ( 20) pouvant être entraînée par le moyen formant tur- bine à travers un réducteur ( 24), ladite hélice étant montée pour une rotation coaxialement avec le moteur et le moyen
*formant turbine, et en aval dudit moyen formant turbine, le-
dit gazogène et ledit moyen formant turbine ayant une gaine d'échappement ( 26) comprenant un certain nombre de chutes adjacentes ( 28), ( 30) et à travers une sur deux desdites chutes, s'écoulent les gaz d'échappement, à travers les autres s'écoule l'air ambiant, ladite hélice ayant une structure de moyeu rotatif ( 32) o sont prévus des passages
axiaux entre des pales adjacentes de l'hélice, les écoule-
ments alternés des gaz d'échappement du gazogène et du moyen formant turbine et de l'air ambiant étant agencés pour passer
à travers les passages axiaux vers l'atmosphère.
2 Moteur selon la revendication 1 caractérisé en ce que le moyen formant turbine précité comprend un surpresseur ( 16) ayant un ou plusieurs étages en amont du gazogène, couplé à une turbine ayant un ou plusieurs étages en aval du gazogène.
3 Moteur selon la revendication 1 caractérisé en ce que le moyen formant turbine précité comprend une turbine
autonome ayant un ou plusieurs étages.
4 Moteur selon la revendication 1 caractérisé en ce
que le moyen précité formant turbine est fixé de façon motri-
ce à l'entrée du réducteur précité par un arbre ( 22) qui a un
accouplement pouvant être déconnecté.
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|---|---|---|---|
| GB08204665A GB2117054B (en) | 1982-02-17 | 1982-02-17 | Aircraft propulsion engine having a rear mounted propfan |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
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|---|---|---|---|
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Country Status (5)
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|---|---|
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| GB (1) | GB2117054B (fr) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2622637A1 (fr) * | 1987-10-22 | 1989-05-05 | United Technologies Corp | Buse d'echappement pour un dispositif de propulsion a helice propulsive |
Families Citing this family (24)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4815273A (en) * | 1985-12-31 | 1989-03-28 | Peter Rudolph | Single propeller turboprop propulsion apparatus |
| US4738591A (en) * | 1986-09-09 | 1988-04-19 | General Electric Company | Blade pitch varying mechanism |
| US4738590A (en) * | 1986-09-09 | 1988-04-19 | General Electric Company | Blade pitch varying mechanism |
| US4750862A (en) * | 1986-11-28 | 1988-06-14 | United Technologies Corporation | Modular propeller blade pitch actuation system |
| US4744214A (en) * | 1987-06-29 | 1988-05-17 | United Technologies Corporation | Engine modularity |
| DE3729120A1 (de) * | 1987-09-01 | 1989-03-16 | Mtu Muenchen Gmbh | Propeller |
| US4789304A (en) * | 1987-09-03 | 1988-12-06 | United Technologies Corporation | Insulated propeller blade |
| GB2209575A (en) * | 1987-09-05 | 1989-05-17 | Rolls Royce Plc | A gearbox arrangement for driving contra-rotating multi-bladed rotors |
| US4892269A (en) * | 1988-04-28 | 1990-01-09 | Allied-Signal Inc. | Spinner ducted exhaust for pusher turboprop engines |
| US4930725A (en) * | 1988-12-16 | 1990-06-05 | Allied-Signal Inc. | Pusher propeller installation for turboprop engines |
| US5039278A (en) * | 1989-04-11 | 1991-08-13 | General Electric Company | Power turbine ventilation system |
| US5112191A (en) * | 1989-04-11 | 1992-05-12 | General Electric Company | Rotating cowling |
| US6071077A (en) * | 1996-04-09 | 2000-06-06 | Rolls-Royce Plc | Swept fan blade |
| US6302652B1 (en) * | 1998-12-24 | 2001-10-16 | General Dynamics Government Systems Corporation | Elliptical propeller and windmill blade assembly |
| US20130019585A1 (en) | 2007-05-11 | 2013-01-24 | Brian Merry | Variable fan inlet guide vane for turbine engine |
| US8210798B2 (en) * | 2008-02-13 | 2012-07-03 | United Technologies Corporation | Cooled pusher propeller system |
| DE102008060488A1 (de) * | 2008-12-05 | 2010-06-10 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Verfahren und Vorrichtung zum Betrieb eines mit Schubpropellern versehenen Turboprop-Flugtriebwerkes |
| GB0908595D0 (en) * | 2009-05-20 | 2009-06-24 | Rolls Royce Plc | Propfan engine |
| FR2951435B1 (fr) * | 2009-10-15 | 2012-02-03 | Snecma | Dispositif adapte pour etre pourvu de pales d'helice |
| US8845270B2 (en) * | 2010-09-10 | 2014-09-30 | Rolls-Royce Corporation | Rotor assembly |
| CN105392700B (zh) | 2013-07-26 | 2018-12-18 | Mra***有限责任公司 | 飞行器发动机吊架 |
| GB2541173A (en) * | 2015-07-29 | 2017-02-15 | Rolls Royce Plc | Propulsor |
| US10577078B2 (en) | 2017-04-24 | 2020-03-03 | General Electric Company | Systems and methods for electronic measurement of propeller blade angle |
| FR3067056B1 (fr) * | 2017-06-01 | 2019-07-26 | Safran Aircraft Engines | Turboreacteur du type a rotor non carene |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB586557A (en) * | 1942-01-12 | 1947-03-24 | Karl Baumann | Improvements in internal combustion turbine plant for propulsion |
| FR920633A (fr) * | 1944-01-31 | 1947-04-14 | Power Jets Res & Dev Ltd | Perfectionnements apportés aux installations motrices avec turbines à combustion interne et utilisées comme moyens propulseurs principaux pour des aéronefs |
| US2586054A (en) * | 1948-08-21 | 1952-02-19 | Northrop Aircraft Inc | Pusher turboprop exhaust system |
| US3009318A (en) * | 1960-04-22 | 1961-11-21 | Ryan Aeronautical Co | Turbofan engine with reversible pitch fan |
| FR1408624A (fr) * | 1964-09-23 | 1965-08-13 | Rolls Royce | Turbo-réacteur de propulsion comportant un dispositif de dérivation des gaz |
| FR2228949A1 (fr) * | 1973-05-08 | 1974-12-06 | Snecma |
Family Cites Families (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB601170A (en) * | 1945-06-28 | 1948-04-29 | David Macleish Smith | Improvements in internal combustion turbine plant for propulsion |
| BE462340A (fr) * | 1944-04-15 | |||
| GB586357A (en) * | 1944-05-30 | 1947-03-17 | Malcolm Campbell M B E Major | Improvements in or relating to electric torches |
| GB809811A (en) * | 1955-11-25 | 1959-03-04 | Gen Electric | Improvements in and relating to gas turbines |
| DE1481518C3 (de) * | 1967-01-17 | 1973-09-27 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8000 Muenchen | Gasturbinen Triebwerksanlage fur Flugzeuge |
| GB1179204A (en) * | 1968-09-27 | 1970-01-28 | Rolls Royce | Gas Turbine Power Plant. |
| US3811791A (en) * | 1971-08-12 | 1974-05-21 | R Cotton | Thrust augmenting device for jet aircraft |
| US4055949A (en) * | 1973-05-08 | 1977-11-01 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation | Multiflow gas turbine power plant |
| US4171183A (en) * | 1976-09-24 | 1979-10-16 | United Technologies Corporation | Multi-bladed, high speed prop-fan |
| GB1551881A (en) * | 1977-01-19 | 1979-09-05 | Rolls Royce | Gas turbine engine powerplants |
| GB1557817A (en) * | 1977-08-25 | 1979-12-12 | Penny Turbines Ltd Noel | Gas turbine ducted fan engines having expansion to sub atmospheric pressure |
-
1982
- 1982-02-17 GB GB08204665A patent/GB2117054B/en not_active Expired
-
1983
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- 1983-02-14 FR FR8302351A patent/FR2521639B1/fr not_active Expired
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB586557A (en) * | 1942-01-12 | 1947-03-24 | Karl Baumann | Improvements in internal combustion turbine plant for propulsion |
| FR920633A (fr) * | 1944-01-31 | 1947-04-14 | Power Jets Res & Dev Ltd | Perfectionnements apportés aux installations motrices avec turbines à combustion interne et utilisées comme moyens propulseurs principaux pour des aéronefs |
| US2586054A (en) * | 1948-08-21 | 1952-02-19 | Northrop Aircraft Inc | Pusher turboprop exhaust system |
| US3009318A (en) * | 1960-04-22 | 1961-11-21 | Ryan Aeronautical Co | Turbofan engine with reversible pitch fan |
| FR1408624A (fr) * | 1964-09-23 | 1965-08-13 | Rolls Royce | Turbo-réacteur de propulsion comportant un dispositif de dérivation des gaz |
| FR2228949A1 (fr) * | 1973-05-08 | 1974-12-06 | Snecma |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2622637A1 (fr) * | 1987-10-22 | 1989-05-05 | United Technologies Corp | Buse d'echappement pour un dispositif de propulsion a helice propulsive |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US4488399A (en) | 1984-12-18 |
| DE3304417C2 (de) | 1986-03-06 |
| JPS58149898A (ja) | 1983-09-06 |
| DE3304417A1 (de) | 1983-09-15 |
| GB2117054A (en) | 1983-10-05 |
| FR2521639B1 (fr) | 1986-08-22 |
| JPH0142879B2 (fr) | 1989-09-14 |
| GB2117054B (en) | 1985-01-30 |
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