WO2016181051A1 - Dispositif a arbre radial pour la commande de l'orientation des pales de soufflante d'une turbomachine a soufflante non carenee - Google Patents

Dispositif a arbre radial pour la commande de l'orientation des pales de soufflante d'une turbomachine a soufflante non carenee Download PDF

Info

Publication number
WO2016181051A1
WO2016181051A1 PCT/FR2016/051016 FR2016051016W WO2016181051A1 WO 2016181051 A1 WO2016181051 A1 WO 2016181051A1 FR 2016051016 W FR2016051016 W FR 2016051016W WO 2016181051 A1 WO2016181051 A1 WO 2016181051A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
blades
orientation
shaft
control shaft
eccentric
Prior art date
Application number
PCT/FR2016/051016
Other languages
English (en)
Inventor
Tewfik BOUDEBIZA
Olivier Belmonte
Gilles Charier
Emmanuel Pierre Dimitri PATSOURIS
Pierre-Alain REIGNER
Original Assignee
Snecma
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Snecma filed Critical Snecma
Priority to GB1718651.1A priority Critical patent/GB2554015B/en
Priority to US15/573,163 priority patent/US11225317B2/en
Publication of WO2016181051A1 publication Critical patent/WO2016181051A1/fr

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/30—Blade pitch-changing mechanisms
    • B64C11/306—Blade pitch-changing mechanisms specially adapted for contrarotating propellers
    • B64C11/308—Blade pitch-changing mechanisms specially adapted for contrarotating propellers automatic
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/30—Blade pitch-changing mechanisms
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/46—Arrangements of, or constructional features peculiar to, multiple propellers
    • B64C11/48—Units of two or more coaxial propellers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D2027/005—Aircraft with an unducted turbofan comprising contra-rotating rotors, e.g. contra-rotating open rotors [CROR]
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • Radial shaft device for controlling the orientation of the fan blades of a non-ducted fan turbomachine
  • the present invention relates to the general field of turbomachines equipped with one or two fan (s) not careened (s), and more particularly to the control of the orientation of the fan blades (s) of these turbomachines.
  • a preferred field of application of the invention relates to turbojet engines with counter-rotating propellers, called “Open Rotors” in English, which comprise two counter-rotating propellers placed downstream (“pusher” version in English) or upstream (“puller” version). in English) of the gas generator.
  • the invention also applies to turboprop engines with one or more propulsive propellers.
  • the control mechanism of the orientation of the propeller blades of the turbojet engine is generally integrated inside the hub carrying the propellers. More specifically, the orientation of each blade constituting the propellers is typically controlled by a rotary radial shaft which is connected to a fixed jack centered on the longitudinal axis of the turbojet engine via a motion transfer bearing, the displacement of the cylinder rod causing a rotation of the radial shaft around its axis.
  • a rotary radial shaft which is connected to a fixed jack centered on the longitudinal axis of the turbojet engine via a motion transfer bearing, the displacement of the cylinder rod causing a rotation of the radial shaft around its axis.
  • WO 2013/050704 describes an example of implementation of such a command.
  • one of the solutions envisaged for improving the propulsive efficiency of the propeller of a jet propeller with contra-rotating propellers is to reduce the propeller hub ratio, that is to say the ratio between the diameter taken at the bottom of the blades of the propeller and the diameter taken at their top.
  • the propeller hub ratio is to say the ratio between the diameter taken at the bottom of the blades of the propeller and the diameter taken at their top.
  • the present invention therefore has the main purpose of providing a device for controlling the orientation of the blades which does not have the aforementioned drawbacks.
  • a device for controlling the orientation of the fan blades of a non-ducted fan turbomachine comprising at least one set of adjustable-orientation fan blades, said assembly being integral in rotation with a ring.
  • rotary assembly centered on a longitudinal axis and mechanically connected to a turbine rotor, each blade of the assembly being mounted on a blade root support pivotally mounted on the rotary ring, and which according to the invention further comprises at least one radial control shaft for adjusting the orientation of at least two adjacent blades of the assembly, said control shaft being integral in rotation with the rotary ring and able to pivot about an axis of the shaft being coupled to the blade foot supports of the at least two blades of the assembly to adjust their orientation via a transmission system comprising eccentric interconnected by at least one connecting rod.
  • the control device according to the invention is remarkable in particular that it provides to use the same radial control shaft for adjusting the orientation of at least two adjacent fan blades.
  • Such an arrangement makes it possible to introduce an offset (in the tangential direction) between the control shaft and the two adjacent fan blades whose orientation it controls.
  • the control shaft can be mounted from outside the rotating ring, and not from the inside thereof.
  • the total number of control shafts becomes much smaller than the total number of fan blades (reduction by at least 2), which reduces the congestion problems inside the rotary ring.
  • it is possible to reduce the hub ratio of the fan of the turbomachine, and thus to increase the propulsive efficiency and reduce the associated fuel consumption.
  • the reduction of the total number of control shafts by means of the device according to the invention makes it possible to reduce the number of rotating caster arms traversed by these control shafts.
  • the gas flow that passes through the vein traversed by the rotating casing arms is increased.
  • each transmission system is located in the vicinity of the foot of said blades.
  • the device can thus comprise, for each drive shaft, a driving eccentric which is mounted at an outer end of the control shaft and a driven eccentric which is mounted on each of the two blade root supports and which is connected to the eccentric leading by at least one connecting rod.
  • the driving eccentric and the two driven eccentrics have centers of rotation that form a triangle (that is, they are not aligned with each other).
  • eccentric leading and the two driven eccentrics may have centers of rotation which are aligned in the same plane perpendicular to a motor axis.
  • the connecting rods of the device are connected to eccentrics leading and preferably conducted by ball joints.
  • each transmission system may include a driving eccentric which is mounted at an outer end of the drive shaft and a driven eccentric which is mounted on each of the two blade foot supports, the driven eccentrics being interconnected by a connecting rod and one of the driven eccentrics being connected to the eccentric leading by another connecting rod.
  • each control shaft is coupled to the blade foot supports of at least three adjacent blades of the assembly to adjust their orientation, the foot support of one of the blades being coupled to the control shaft. by a system of splines in direct engagement with said control shaft and the foot support of the other two blades being coupled to the control shaft by the transmission system.
  • the device may further comprise a cylinder centered on a longitudinal axis of the turbomachine and a system for converting the axial movement of the cylinder into a rotational movement of each control shaft about its axis.
  • the invention also relates to a non-ducted fan turbomachine, comprising at least one set of adjustable-orientation fan blades and at least one device for controlling the orientation of the blades as defined above.
  • FIG. 1 is a schematic longitudinal sectional view of a jet engine with contra-rotating propellers to which the invention applies;
  • FIG. 2 is a block diagram of a control device according to one embodiment of the invention.
  • FIGS. 3A and 3B are partial kinematic diagrams of the control device of FIG. 2 according to a first variant embodiment
  • FIGS. 4A and 4B are partial kinematic diagrams of the control device of FIG. 2 according to a second variant embodiment
  • FIG. 5 is a partial kinematic diagram of a control device according to a third embodiment more particularly applicable to the control of the orientation of the blades of a single propeller of a turboprop;
  • FIG. 6 is a block diagram of a control device according to another embodiment of the invention. Detailed description of the invention
  • the invention applies to any turbomachine equipped with at least one non-ducted fan, in particular turboprop engines with one or more propulsive propellers, as well as jet engines with counter-rotating propellers (called “Open Rotors” in English) which comprise two counter-rotating propellers placed upstream (in version "puller” in English) or downstream (in “pusher” version in English) of the gas generator, such as the turbojet 2 of the "pusher” type shown schematically in FIG.
  • the turbojet engine 2 comprises, from upstream to downstream in the direction of flow of the gas flow inside a nacelle 4 of the turbojet, one or two compressors 6 (according to the architecture of the gas generator to single or double body), a combustion chamber 8, a high-pressure turbine 10 (or a high-pressure turbine and an intermediate pressure turbine according to said architecture), and a low-pressure turbine 12 which contra-rotatingly drives, by means of a gearbox or epicyclic gearbox 14, an upstream propeller 16 and a downstream propeller 18 which are aligned coaxially along the longitudinal axis XX of the turbojet and which are arranged downstream of the combustion chamber.
  • the upstream propeller 16 is integral with a rotary ring 20 centered on the longitudinal axis XX of the turbojet and rotatably coupled to an output of the gearbox 14 to rotate in one direction, while the downstream propeller 18 is secured to another rotating ring 22 also centered on the axis XX and rotatably coupled to another output of the reducer 14 to rotate in an opposite direction.
  • the coupling between the gearbox outputs and the rotary rings of the propellers is known and is therefore not detailed here.
  • the blades 26 of the upstream propeller 16 and the blades 28 of the downstream propeller 18 each have a foot which is mounted on a blade foot support, respectively 30, 32, these blade foot supports being they are pivotally mounted on the corresponding rotary ring 20, 22.
  • a rotation of the blade foot supports around the stacking axis of the blades they carry allows to adjust the orientation of the latter (we also speak of pitch change pitch blades).
  • the turbojet engine 2 also comprises a device according to the invention for controlling the orientation of the blades of each propeller 16, 18.
  • a device for controlling the orientation of the blades 26 of the upstream propeller 16 is represented in such a way schematic in Figure 2.
  • this device is equally applicable to the orientation of the blades of the downstream propeller of the turbojet engine.
  • the control device comprises in particular a plurality of radial control shafts 34 (that is to say which are arranged radially with respect to the longitudinal axis XX of the turbojet engine), each control shaft 34 being provided for the adjustment of the orientation of at least two adjacent blades 26 of the upstream propeller 16.
  • FIG. 2 represents an upstream propeller comprising twelve blades 26 whose orientation is controlled by six radial control shafts 34.
  • the control shafts 34 for the upstream propeller 16 are integral in rotation with the rotary ring 20 rotating said propeller and on which the blade foot supports 30 are mounted.
  • the control device also comprises means for pivoting each control shaft 34 about its axis 34a and with respect to the rotary ring 20.
  • axis 34a of the shaft is meant here the axis of revolution of the cylindrical portion of said control shaft.
  • these means comprise in particular a fixed jack 36 centered on the longitudinal axis XX of the turbojet and a system for converting the axial movement of the jack in a rotational movement of each control shaft about its axis, by For example, a motion transfer bearing 38.
  • a motion transfer bearing 38 for example, a motion transfer bearing 38.
  • the control device further comprises transmission systems 100 of the pivoting movement of the control shafts 34 about their respective axis 34a in a pivoting of the blade foot supports of the two adjacent blades, each of which they control the orientation.
  • FIGS. 3A-3B show a first embodiment of the kinematics of a transmission system 100 of the pivoting movement of a control shaft 34 in a pivoting of the blade foot supports 30 of two adjacent blades 26 which it controls orientation.
  • control shaft 34 passes through the rotary ring at a pivot connection 102.
  • a driving eccentric 104 (symbolized in the figures by a plate) is centered on a outer end of this control shaft and the blade foot support 30 of the two blades controlled by it are each mounted on a driven eccentric 106 (also symbolized in the figures by a plate).
  • Each plate (or eccentric) led 106 is connected to the driving plate 104 by a connecting rod 108 by means of two ball joints 110, 112 (one at each end of the connecting rod 108).
  • the arrangement of the rods 108 is configured such that a pivoting of the driving plate 104 about the axis 34a of the control shaft which carries it causes a corresponding pivoting in the same direction of the two trays (or eccentrics) conducted 106 around their axis of revolution, the latter being coincident with a wedge axis 26a of the corresponding blades.
  • a pivoting of the control shaft 34 about its axis 34a causes a change in the orientation (i.e. a change of pitch) of the two adjacent blades 26 that it drives.
  • the centers of rotation of the leading and driven plates, respectively 01 for the driving plate 104 and O2 for the driven plates 106, of this first variant are not aligned with each other (in a tangential direction YY relative to the longitudinal axis XX of the turbojet engine). On the contrary, these centers of rotation form a triangle whose vertices are the centers of gravity Ol, O2 of these plates 104, 106.
  • the centers O2 led trays 106 and the center Ol of the driving plate 104 are respectively on the same first plane perpendicular to the motor axis and a second plane axially offset relative to the first plane.
  • the three centers of the trays thus form an isosceles triangle and the lengths of connecting rods are substantially equal to the side of this triangle so that the system makes it possible to have a symmetrical (or quasi-symmetrical) rotational movement between two consecutive blades.
  • the wheel carrying the control shafts 34 for the upstream propeller 16 of the turbojet can be axially offset (along the longitudinal axis XX) relative to the upstream propeller.
  • an axial offset for the downstream propeller 18 of the turbojet it is thus possible to de-correlate the spacing between the two control shaft wheels and the distance between the two sets of fan blades.
  • This latitude makes it possible to optimize the mechanical integration of the control device according to the invention inside the turbojet engine.
  • FIGS. 4A-4B show a second embodiment of the kinematics of a transmission system 100 'of the pivoting movement of a control shaft 34 in a pivoting of the blade foot supports 30 of two adjacent blades 26 which it command the orientation.
  • the second embodiment differs from the first described above in that the center of rotation 01 'of the plate (or eccentric) leading 104' and the centers of rotation O2 'of the two trays (or eccentric) led 106' are aligned according to one line (relative to the tangential direction YY - see Figure 4B). In other words, these centers of rotation belong to the same plane perpendicular to the motor axis.
  • each driven plate 106 ' is connected to the driving plate 104' by a rod 108 'by means of two ball joints 110', 112 '(one at each end of the connecting rod 108').
  • the arrangement of these rods 108 ' is also configured such that a pivoting of the driving plate 104' about the axis 34a of the control shaft 34 which carries it causes a corresponding pivoting in the same direction of the two plates conducted 106 'around the wedge axis 26a 26 corresponding blades.
  • a pivoting of the control shaft 34 about its axis 34a causes a change in the orientation (i.e. a change of pitch) of the two adjacent blades 26 that it drives.
  • FIG. 5 schematically illustrates a third embodiment of the kinematics of a transmission system 100 "of the pivoting movement of a control shaft in a pivoting of the blade foot supports of two adjacent blades 26 which it controls. orientation.
  • the transmission system 100 "comprises, for each drive shaft, a driving plate (or eccentric) 104 which is mounted at an outer end of the control shaft and a driven plate (or eccentric) 106 which is mounted on each of the two foot supports of the two adjacent blades.
  • the driven trays 106 are here interconnected by a first connecting rod 118 (via ball joints 120), and one of the driven trays is connected to the driving plate 104 by a second connecting rod 122 (also via ball joints 124).
  • the arrangement of the connecting rods 118, 122 is configured such that a pivoting of the driving plate 104 about the axis of the control shaft which carries it causes a corresponding pivoting in the same direction of the driven plate 106 coupled directly to the plateau leading to the second connecting rod 122, this pivoting causing a corresponding pivoting in the same direction of the other driven plate 106 by the first connecting rod 118.
  • FIG. 6 represents a block diagram of a control device according to another embodiment of the invention.
  • control device also comprises a plurality of radial control shafts 34 ', with the difference that each control shaft 34 'is here coupled to the blade foot supports of three adjacent blades 26 of the propeller 16 to adjust their orientation (ie change their pitch).
  • Figure 6 shows an upstream propeller 16 comprising nine blades 26 whose orientation is controlled by three radial control shafts 34 '. These control shafts 34 'are integral in rotation with the rotary ring 20 rotating the propeller 16 and on which are mounted the blade foot supports (not shown in Figure 6).
  • each control shaft 34 'about its axis 34'a and with respect to the rotary ring 20 are identical to those described in connection with the previous embodiment, namely that they may comprise, for example a fixed jack 36 centered on the longitudinal axis XX of the turbojet engine and a motion transfer bearing 38 for converting the axial movement of the jack 36 into a rotational movement of each control shaft 34 'about its axis.
  • the control device also comprises transmission systems 100 'of the pivoting movement of the control shafts 34' around their respective axes 34'a in a pivoting of the blade foot supports of the three blades, each of which they control the orientation.
  • the foot support of the blade whose wedge axis 26a coincides with the axis 34'a of the control shaft is coupled to said shaft by a system 114 of grooves in direct engagement with the shaft, and the foot support of the other two blades directly adjacent to the previous one is coupled to the shaft control system by driving / driven eccentric systems 116 and connecting rods.
  • the system 114 is a system known to man by which splines carried by the upper end of the control shaft 34 'mesh corresponding grooves carried by the foot support of the blade.
  • the system 116 it is a mechanism substantially identical to that described in connection with FIGS. 4A-4B in which the upper end of the control shaft carries a plate (or eccentric) leading centered on the shaft 34'a of the shaft, this driving plate being coupled (by ball joints) to two trays (or eccentric) led each linked to one of the two adjacent blades of the triplet of blades.
  • a pivoting of the control shaft 34 'about its axis 34'a causes a modification of the orientation (or a change of pitch) of the three adjacent blades which it controls, either by the system 114 to splines, either by the eccentric system 116 leading / driven and connecting rods.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

L'invention concerne un dispositif de commande de l'orientation des pales de soufflante d'une turbomachine à soufflante non carénée, comprenant au moins un ensemble de pales de soufflante (26) à orientation réglable, ledit ensemble étant solidaire en rotation d'un anneau rotatif (20) centré sur un axe longitudinal (X-X) et lié mécaniquement à un rotor de turbine, chaque pale de l'ensemble étant montée sur un support de pied de pale monté pivotant sur l'anneau rotatif, le dispositif comportant en outre au moins un arbre de commande radial (34) pour le réglage de l'orientation d'au moins deux pales adjacentes de l'ensemble, ledit arbre de commande étant solidaire en rotation de l'anneau rotatif et apte à pivoter autour d'un axe de l'arbre (34a) en étant couplé aux supports de pied de pale desdites au moins deux pales de l'ensemble pour régler leur orientation par l'intermédiaire d'un système de transmission comprenant des excentriques reliés entre eux par au moins une bielle.

Description

Dispositif à arbre radial pour la commande de l'orientation des pales de soufflante d'une turbomachine à soufflante non carénée
Arrière-plan de l'invention
La présente invention se rapporte au domaine général des turbomachines équipées d'une ou deux soufflante(s) non carénée(s), et plus particulièrement à la commande de l'orientation des pales de soufflante(s) de ces turbomachines.
Un domaine privilégié d'application de l'invention concerne les turboréacteurs à hélices contra rotatives, appelés « Open Rotor » en anglais, qui comprennent deux hélices contrarotatives placées en aval (version « pusher » en anglais) ou en amont (version « puller » en anglais) du générateur de gaz. Toutefois, l'invention s'applique également aux turbopropulseurs à une ou plusieurs hélices propulsives.
Dans un turboréacteur à hélices contrarotatives, il est connu que l'orientation (ou calage) des pales qui forment ces hélices constitue l'un des paramètres permettant de gérer la poussée du turboréacteur, notamment en faisant fonctionner l'hélice toujours dans les meilleures conditions possibles. En effet, le régime des hélices est quasiment constant sur toutes les phases de fonctionnement, et c'est le calage des pales des hélices qui fait varier la poussée. Ce calage permet notamment de faire fonctionner l'hélice dans les meilleures conditions possibles. Ainsi, en phase de vol de croisière, on cherche à obtenir la plus faible puissance possible sur l'arbre de turbine qui est nécessaire pour une traction donnée à une vitesse de l'avion donnée, de sorte à obtenir le meilleur rendement (c'est-à-dire le rendement permettant de minimiser la consommation de carburant et d'augmenter la distance franchissable). A l'inverse, au décollage, la traction la plus forte possible est recherchée afin d'accélérer puis de faire décoller l'avion.
Le mécanisme de commande de l'orientation des pales des hélices du turboréacteur est généralement intégré à l'intérieur du moyeu portant les hélices. Plus précisément, l'orientation de chaque pale constituant les hélices est typiquement commandée par un arbre radial rotatif qui est relié à un vérin fixe centré sur l'axe longitudinal du turboréacteur par l'intermédiaire d'un palier de transfert de mouvement, le déplacement de la tige du vérin entraînant une rotation de l'arbre radial autour de son axe. On pourra notamment se référer au document WO 2013/050704 qui décrit un exemple de mise en œuvre d'une telle commande.
Par ailleurs, l'une des solutions envisagées pour améliorer le rendement propulsif de l'hélice d'un turboréacteur à hélices contrarotatives, qu'il soit en version « pusher » ou « puller », consiste à diminuer le rapport de moyeu des hélices, c'est-à-dire le rapport entre le diamètre pris au niveau du bas des pales de l'hélice et le diamètre pris au niveau de leur sommet. En effet, à même diamètre d'hélice donné, plus le rapport de moyeu est petit, plus le rendement propulsif augmente et la consommation en carburant associée diminue.
Cependant, diminuer le rapport de moyeu des hélices présente un certain nombre d'inconvénients. En particulier, si le rapport de moyeu diminue, il devient de plus en plus difficile, voire impossible, de monter les arbres radiaux destinés à la commande de l'orientation des pales par l'intérieur du moyeu portant l'hélice comme cela est le cas usuellement. En outre, plus le rayon de moyeu diminue, plus l'espace à l'intérieur du moyeu se réduit, ce qui tend à rendre le positionnement des arbres radiaux entre eux impossible.
Objet et résumé de l'invention
La présente invention a donc pour but principal de proposer un dispositif de commande de l'orientation des pales qui ne présente pas les inconvénients précités.
Ce but est atteint grâce à un dispositif de commande de l'orientation des pales de soufflante d'une turbomachine à soufflante non carénée, comprenant au moins un ensemble de pales de soufflante à orientation réglable, ledit ensemble étant solidaire en rotation d'un anneau rotatif centré sur un axe longitudinal et lié mécaniquement à un rotor de turbine, chaque pale de l'ensemble étant montée sur un support de pied de pale monté pivotant sur l'anneau rotatif, et qui, conformément à l'invention, comporte en outre au moins un arbre de commande radial pour le réglage de l'orientation d'au moins deux pales adjacentes de l'ensemble, ledit arbre de commande étant solidaire en rotation de l'anneau rotatif et apte à pivoter autour d'un axe de l'arbre en étant couplé aux supports de pied de pale desdites au moins deux pales de l'ensemble pour régler leur orientation par l'intermédiaire d'un système de transmission comprenant des excentriques reliés entre eux par au moins une bielle.
Le dispositif de commande selon l'invention est remarquable notamment en ce qu'il prévoit de recourir à un même arbre de commande radial pour le réglage de l'orientation d'au moins deux pales de soufflante adjacentes. Un tel arrangement permet d'introduire un décalage (dans le sens tangentiel) entre l'arbre de commande et les deux pales adjacentes de soufflante dont il commande l'orientation. Ainsi, l'arbre de commande peut être monté par l'extérieur de l'anneau rotatif, et non par l'intérieur de celui-ci. De même, le nombre total d'arbres de commande devient bien inférieur au nombre total de pales de soufflante (réduction par 2 au moins), ce qui réduit les problèmes d'encombrement à l'intérieur de l'anneau rotatif. De la sorte, grâce à un tel arrangement, il est possible de diminuer le rapport de moyeu de la soufflante de la turbomachine, et ainsi d'augmenter le rendement propulsif et de diminuer la consommation en carburant associée.
Par ailleurs, la réduction du nombre total d'arbres de commande grâce au dispositif selon l'invention permet de réduire le nombre de bras de carter tournant traversés par ces arbres de commande. Ainsi, le débit gazeux qui passe par la veine traversée par les bras de carter tournant s'en trouve augmenté.
De préférence, chaque système de transmission est situé au voisinage du pied desdites pales.
Le dispositif peut ainsi comprendre, pour chaque arbre de commande, un excentrique menant qui est monté à une extrémité extérieure de l'arbre de commande et un excentrique mené qui est monté sur chacun des deux supports de pied de pale et qui est relié à l'excentrique menant par au moins une bielle.
De préférence également, l'excentrique menant et les deux excentriques menés ont des centres de rotation qui forment un triangle (c'est-à-dire qu'ils ne sont pas alignés entre eux). Grâce à cette disposition, dans le cas d'un turboréacteur de type « Open Rotor », il est possible de créer un décalage axial entre la roue des arbres de commande et l'ensemble de pales de la soufflante, ce qui permet d'optimiser l'intégration mécanique du dispositif selon l'invention à l'intérieur du moteur. En particulier, grâce à cette disposition, dans le cas d'une turbomachine à deux soufflantes, il est possible de dé-corréler l'écartement entre les deux roues d'arbres de commande et l'écartement entre les deux ensembles de pales de soufflante et ainsi de réduire la longueur (et donc la masse) du moteur.
Alternativement l'excentrique menant et les deux excentriques menés peuvent avoir des centres de rotation qui sont alignés selon un même plan perpendiculaire à un axe moteur.
Les bielles du dispositif sont reliées aux excentriques menant et menés de préférence par des liaisons rotules.
Dans une application à un turbopropulseur à une seule hélice, chaque système de transmission peut comprendre un excentrique menant qui est monté à une extrémité extérieure de l'arbre de commande et un excentrique mené qui est monté sur chacun des deux supports de pied de pale, les excentriques menés étant reliés entre eux par une bielle et l'un des excentriques menés étant relié à l'excentrique menant par une autre bielle.
Selon une disposition, chaque arbre de commande est couplé aux supports de pied de pale d'au moins trois pales adjacentes de l'ensemble pour régler leur orientation, le support de pied de l'une des pales étant couplé à l'arbre de commande par un système de cannelures en prises en prise directe avec ledit arbre de commande et le support de pied des deux autres pales étant couplé à l'arbre de commande par le système de transmission.
Le dispositif peut comprendre en outre un vérin centré sur un axe longitudinal de la turbomachine et un système de transformation du mouvement axial du vérin en un mouvement de rotation de chaque arbre de commande autour de son axe.
L'invention a également pour objet une turbomachine à soufflante non carénée, comprenant au moins un ensemble de pales de soufflante à orientation réglable et au moins un dispositif de commande de l'orientation des pales tel que défini précédemment.
Brève description des dessins
D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent des exemples de réalisation dépourvus de tout caractère limitatif. Sur les figures :
- la figure 1 est une vue schématique en coupe longitudinale d'un turboréacteur à hélices contrarotatives auquel s'applique l'invention ;
- la figure 2 est un schéma de principe d'un dispositif de commande selon un mode de réalisation de l'invention ;
- les figures 3A et 3B sont des schémas cinématiques partiels du dispositif de commande de la figure 2 selon une première variante de réalisation ;
- les figures 4A et 4B sont des schémas cinématiques partiels du dispositif de commande de la figure 2 selon une deuxième variante de réalisation ;
- la figure 5 est un schéma cinématique partiel d'un dispositif de commande selon une troisième variante de réalisation applicable plus particulièrement à la commande de l'orientation des pales d'une hélice unique d'un turbopropulseur ; et
- la figure 6 est un schéma de principe d'un dispositif de commande selon un autre mode de réalisation de l'invention. Description détaillée de l'invention
L'invention s'applique à toute turbomachine équipée d'au moins une soufflante non carénée, en particulier aux turbopropulseurs à une ou plusieurs hélices propulsives, ainsi qu'aux turboréacteurs à hélices contrarotatives (appelés « Open Rotor » en anglais) qui comprennent deux hélices contrarotatives placées en amont (en version « puller » en anglais) ou en aval (en version « pusher » en anglais) du générateur de gaz, comme le turboréacteur 2 de type « pusher » représenté de façon schématique sur la figure 1.
De façon connue, le turboréacteur 2 comprend, d'amont en aval dans le sens d'écoulement du flux gazeux à l'intérieur d'une nacelle 4 du turboréacteur, un ou deux compresseurs 6 (selon l'architecture du générateur de gaz à simple ou double corps), une chambre de combustion 8, une turbine haute-pression 10 (ou une turbine haute-pression et une turbine à pression intermédiaire selon ladite architecture), et une turbine basse-pression 12 qui entraîne de façon contra rotative, par l'intermédiaire d'un réducteur ou boîtier à trains épicycloïdaux 14, une hélice amont 16 et une hélice aval 18 qui sont alignées coaxialement selon l'axe longitudinal X-X du turboréacteur et qui sont disposées en aval de la chambre de combustion.
A cet effet, l'hélice amont 16 est solidaire d'un anneau rotatif 20 centré sur l'axe longitudinal X-X du turboréacteur et couplé en rotation à une sortie du réducteur 14 pour tourner dans un sens, tandis que l'hélice aval 18 est solidaire d'un autre anneau rotatif 22 également centré sur l'axe X-X et couplé en rotation à une autre sortie du réducteur 14 pour tourner dans un sens opposé. Le couplage entre les sorties du réducteur et les anneaux rotatifs des hélices est connu et n'est donc pas détaillé ici.
Par ailleurs, les pales 26 de l'hélice amont 16 et les pales 28 de l'hélice aval 18 présentent chacune un pied qui est monté sur un support de pied de pale, respectivement 30, 32, ces supports de pied de pale étant quant à eux montées de façon pivotante sur l'anneau rotatif 20, 22 correspondant. Ainsi, une rotation des supports de pied de pale autour de l'axe d'empilement des pales qu'ils portent permet de régler l'orientation de ces dernières (on parle également de changement de pas de calage des pales).
Le turboréacteur 2 comprend également un dispositif selon l'invention pour la commande de l'orientation des pales de chaque hélice 16, 18. Un tel dispositif pour la commande de l'orientation des pales 26 de l'hélice amont 16 est représenté de façon schématique sur la figure 2. Bien entendu, ce dispositif s'applique tout aussi bien à l'orientation des pales de l'hélice aval du turboréacteur.
Le dispositif de commande comprend notamment une pluralité d'arbres de commande radiaux 34 (c'est-à-dire qui sont disposés radialement par rapport à l'axe longitudinal X-X du turboréacteur), chaque arbre de commande 34 étant prévu pour le réglage de l'orientation d'au moins deux pales adjacentes 26 de l'hélice amont 16. Ainsi, à titre purement illustratif, la figure 2 représente une hélice amont comprenant douze pales 26 dont l'orientation est commandée par six arbres de commande radiaux 34.
Les arbres de commande 34 pour l'hélice amont 16 sont solidaires en rotation de l'anneau rotatif 20 entraînant en rotation ladite hélice et sur lequel sont montés les supports de pied de pale 30. Le dispositif de commande comprend également des moyens pour faire pivoter chaque arbre de commande 34 autour de son axe 34a et par rapport à l'anneau rotatif 20. Par « axe 34a de l'arbre », on entend ici l'axe de révolution de la partie cylindrique dudit arbre de commande.
Dans un mode de réalisation connu, ces moyens comprennent notamment un vérin fixe 36 centré sur l'axe longitudinal X-X du turboréacteur et un système de transformation du mouvement axial du vérin en un mouvement de rotation de chaque arbre de commande autour de son axe, par exemple un palier de transfert de mouvement 38. On pourra se référer à la demande de brevet WO 2013/050704 qui décrit un exemple de réalisation de tels moyens pour faire pivoter les arbres de commande autour de leur axe.
Les demandes de brevet français n° 15 54280 et n° 15 54279 déposées par la Demanderesse le 12 mai 2015, intitulées respectivement « Arbre de commande radial pour dispositif de commande de l'orientation des pales de soufflante d'une turbomachine à soufflante non carénée et procédé de montage d'un tel arbre » et « Dispositif à bras de levier pour la commande de l'orientation des pales de soufflante d'une turbomachine à soufflante non carénée » décrivent d'autres variantes de réalisation des moyens de couplage pour faire pivoter chaque arbre de commande 34 autour de son axe 34a.
Le dispositif de commande comprend encore des systèmes de transmission 100 du mouvement de pivotement des arbres de commande 34 autour de leur axe 34a respectif en un pivotement des supports de pied de pale des deux pales adjacentes dont ils commandent chacun l'orientation.
Trois variantes de réalisation de ces systèmes de transmission 100 seront décrites ci-après en liaison avec les figures 3A-3B, 4A-4B et 5.
Les figures 3A-3B représentent une première variante de réalisation de la cinématique d'un système de transmission 100 du mouvement de pivotement d'un arbre de commande 34 en un pivotement des supports de pied de pale 30 de deux pales adjacentes 26 dont il commande l'orientation.
Dans cette première variante, l'arbre de commande 34 traverse l'anneau rotatif au niveau d'une liaison pivot 102. Un excentrique menant 104 (symbolisé sur les figures par un plateau) est centré sur une extrémité extérieure de cet arbre de commande et le support de pied de pale 30 des deux pales commandées par celui-ci sont montés chacun sur un excentrique mené 106 (également symbolisé sur les figures par un plateau).
Chaque plateau (ou excentrique) mené 106 est relié au plateau menant 104 par une bielle 108 au moyen de deux liaisons rotules 110, 112 (une à chaque extrémité de la bielle 108). L'agencement des bielles 108 est configuré de telle sorte qu'un pivotement du plateau menant 104 autour de l'axe 34a de l'arbre de commande qui le porte provoque un pivotement correspondant dans le même sens des deux plateaux (ou excentriques) menés 106 autour de leur axe de révolution, ce dernier étant confondu avec un axe de calage 26a des pales correspondantes. Ainsi, un pivotement de l'arbre de commande 34 autour de son axe 34a entraîne une modification de l'orientation (i.e. un changement de pas de calage) des deux pales adjacentes 26 qu'il pilote.
Comme représenté plus précisément sur la figure 3B, les centres de rotation des plateaux menant et menés, respectivement 01 pour le plateau menant 104 et O2 pour les plateaux menés 106, de cette première variante ne sont pas alignés entre eux (selon une direction tangentielle Y-Y par rapport à l'axe longitudinal X-X du turboréacteur). Au contraire, ces centres de rotation forment un triangle dont les sommets sont les centres de gravité Ol, O2 de ces plateaux 104, 106.
En d'autres termes, les centres O2 des plateaux menés 106 et le centre Ol du plateau menant 104 se situent respectivement sur un même premier plan perpendiculaire à l'axe moteur et sur un second plan décalé axialement par rapport au premier plan. Les trois centres des plateaux forment ainsi un triangle isocèle et les longueurs de bielles sont sensiblement égales au côté de ce triangle de sorte que le système permet d'avoir un mouvement de rotation symétrique (ou quasi- symétrique) entre deux pales consécutives.
Ainsi, la roue portant les arbres de commande 34 pour l'hélice amont 16 du turboréacteur peut être décalée axialement (selon l'axe longitudinal X-X) par rapport à l'hélice amont. En appliquant également un décalage axial pour l'hélice aval 18 du turboréacteur, il est ainsi possible de dé-corréler l'écartement entre les deux roues d'arbres de commande et l'écartement entre les deux ensembles de pales de soufflante. Cette latitude permet d'optimiser l'intégration mécanique du dispositif de commande selon l'invention à l'intérieur du turboréacteur. En particulier, grâce à cette première variante, il est possible de réduire la longueur (et donc la masse) du moteur.
Les figures 4A-4B représentent une deuxième variante de réalisation de la cinématique d'un système de transmission 100' du mouvement de pivotement d'un arbre de commande 34 en un pivotement des supports de pied de pale 30 de deux pales adjacentes 26 dont il commande l'orientation.
La deuxième variante de réalisation se distingue de la première précédemment décrite en ce que le centre de rotation 01' du plateau (ou excentrique) menant 104' et les centres de rotation O2' des deux plateaux (ou excentriques) menés 106' sont alignés selon une même droite (par rapport à la direction tangentielle Y-Y - voir la figure 4B). En d'autres termes, ces centres de rotation appartiennent au même plan perpendiculaire à l'axe moteur.
De même que dans la première variante, chaque plateau mené 106' est relié au plateau menant 104' par une bielle 108' au moyen de deux liaisons rotules 110', 112' (une à chaque extrémité de la bielle 108').
L'agencement de ces bielles 108' est également configuré de telle sorte qu'un pivotement du plateau menant 104' autour de l'axe 34a de l'arbre de commande 34 qui le porte provoque un pivotement correspondant dans le même sens des deux plateaux menés 106' autour de l'axe de calage 26a des pales 26 correspondantes. Ainsi, un pivotement de l'arbre de commande 34 autour de son axe 34a entraîne une modification de l'orientation (i.e. un changement de pas de calage) des deux pales adjacentes 26 qu'il pilote.
La figure 5 illustre schématique une troisième variante de réalisation de la cinématique d'un système de transmission 100" du mouvement de pivotement d'un arbre de commande en un pivotement des supports de pied de pale de deux pales adjacentes 26 dont il commande l'orientation.
Cette troisième variante s'applique plus particulièrement à la commande de l'orientation des pales d'une hélice unique de turbopropulseur. Dans cette troisième variante de réalisation, le système de transmission 100" comprend, pour chaque arbre de commande, un plateau (ou excentrique) menant 104 qui est monté à une extrémité extérieure de l'arbre de commande et un plateau (ou excentrique) mené 106 qui est monté sur chacun des deux supports de pied des deux pales adjacentes.
Les plateaux menés 106 sont ici reliés entre eux par une première bielle 118 (par l'intermédiaire de liaisons rotules 120), et l'un des plateaux menés est relié au plateau menant 104 par une seconde bielle 122 (également par l'intermédiaire de liaisons rotules 124).
L'agencement des bielles 118, 122 est configuré de telle sorte qu'un pivotement du plateau menant 104 autour de l'axe de l'arbre de commande qui le porte provoque un pivotement correspondant dans le même sens du plateau mené 106 couplé directement au plateau menant par la seconde bielle 122, ce pivotement provoquant un pivotement correspondant dans le même sens de l'autre plateau mené 106 par la première bielle 118.
De la sorte, un pivotement de l'arbre de commande autour de son axe entraîne une modification de l'orientation (ou un changement de pas de calage) des deux pales adjacentes 26 qu'il pilote.
On notera qu'ici les centres de rotation des plateaux menant et menés, respectivement Ol pour le plateau menant 104 et O2 pour les plateaux menés 106, ne sont pas alignés entre eux (présence d'un décalage axial entre les axes de rotation des arbres de commande et celui de l'hélice).
Dans les trois variantes de réalisation précédemment décrites, on notera que le système de transmission à excentriques reliés par une bielle permet de modifier la position des aubes de soufflante par rapport à la position des arbres de commande relativement tard dans la conception du dispositif de commande. En effet, en modifiant simplement la longueur des bielles reliant les excentriques, il est possible de passer de la première variante de réalisation des figures 3A-3B à la seconde variante de réalisation des figures 4A-4B (cette modification peut notamment être obtenue sans modifier la position des arbres de commande, ni celle du vérin). Ainsi, un tel système de transmission autorise une certaine souplesse dans la conception du dispositif de commande. La figure 6 représente un schéma de principe d'un dispositif de commande selon un autre mode de réalisation de l'invention.
Dans cet autre mode de réalisation, applicable aussi bien à l'hélice amont 16 du turboréacteur qu'à son hélice aval, le dispositif de commande comprend également une pluralité d'arbres de commande radiaux 34', avec la différence que chaque arbre de commande 34' est ici couplé aux supports de pied de pale de trois pales adjacentes 26 de l'hélice 16 pour régler leur orientation (i.e. changer leur pas de calage).
Ainsi, à titre purement illustratif, la figure 6 représente une hélice amont 16 comprenant neuf pales 26 dont l'orientation est commandée par trois arbres de commande radiaux 34'. Ces arbres de commande 34' sont solidaires en rotation de l'anneau rotatif 20 entraînant en rotation l'hélice 16 et sur lequel sont montés les supports de pied de pale (non représentés sur la figure 6).
Les moyens pour faire pivoter chaque arbre de commande 34' autour de son axe 34'a et par rapport à l'anneau rotatif 20 sont identiques à ceux décrits en liaison avec le précédent mode de réalisation, à savoir qu'ils peuvent comprendre par exemple un vérin fixe 36 centré sur l'axe longitudinal X-X du turboréacteur et un palier de transfert de mouvement 38 pour transformer le mouvement axial du vérin 36 en un mouvement de rotation de chaque arbre de commande 34' autour de son axe.
On notera que pour un même triplet de pales adjacentes 26 dont l'orientation est commandée par un même arbre de commande 34', ce dernier est positionné radialement de sorte que son axe 34'a soit confondu avec l'axe de calage 26a de l'une des pales.
Le dispositif de commande comprend également des systèmes de transmission 100' du mouvement de pivotement des arbres de commande 34' autour de leur axe respectif 34'a en un pivotement des supports de pied de pale des trois pales dont ils commandent chacun l'orientation.
A cet effet, pour chaque arbre de commande 34', le support de pied de la pale dont l'axe de calage 26a est confondu avec l'axe 34'a de l'arbre de commande est couplé audit arbre par un système 114 de cannelures en prises directe avec l'arbre, et le support de pied des deux autres pales directement adjacentes à la précédente est couplé à l'arbre de commande par des systèmes 116 d'excentriques menant/mené et de bielles.
Le système 114 est un système connu de l'homme par lequel des cannelures portées par l'extrémité supérieure de l'arbre de commande 34' engrènent des cannelures correspondantes portées par le support de pied de la pale. Quant au système 116, il s'agit d'un mécanisme sensiblement identique à celui décrit en liaison avec les figures 4A-4B dans lequel l'extrémité supérieure de l'arbre de commande porte un plateau (ou excentrique) menant centré sur l'axe 34'a de l'arbre, ce plateau menant étant couplé (par des liaisons rotules) à deux plateaux (ou excentriques) menés liés chacun à l'une des deux pales adjacentes du triplet de pales.
Ainsi, un pivotement de l'arbre de commande 34' autour de son axe 34'a entraîne une modification de l'orientation (ou un changement de pas de calage) des trois pales adjacentes qu'il pilote, soit par le système 114 à cannelures, soit par le système 116 à excentriques menant/mené et bielles.

Claims

REVENDICATIONS
1. Dispositif de commande de l'orientation des pales de soufflante d'une turbomachine à soufflante non carénée, comprenant au moins un ensemble (16, 18) de pales de soufflante (26, 28) à orientation réglable, ledit ensemble étant solidaire en rotation d'un anneau rotatif (20, 22) centré sur un axe longitudinal (X-X) et lié mécaniquement à un rotor de turbine (12), chaque pale de l'ensemble étant montée sur un support de pied de pale (30, 32) monté pivotant sur l'anneau rotatif, caractérisé en ce qu'il comporte en outre au moins un arbre de commande radial (34 ; 34 pour le réglage de l'orientation d'au moins deux pales adjacentes de l'ensemble, ledit arbre de commande étant solidaire en rotation de l'anneau rotatif et apte à pivoter autour d'un axe de l'arbre (34a ; 34'a) en étant couplé aux supports de pied de pale desdites au moins deux pales de l'ensemble pour régler leur orientation par l'intermédiaire d'un système de transmission comprenant des excentriques (104, 106 ; 104', 1060 reliés entre eux par au moins une bielle (108 ; 108')
2. Dispositif selon la revendication 1, dans lequel chaque système de transmission est situé au voisinage du pied desdites pales.
3. Dispositif selon la revendication 2, dans lequel chaque système de transmission comprend un excentrique menant (104 ; 104') qui est monté à une extrémité extérieure de l'arbre de commande et un excentrique mené (106 ; 106') qui est monté sur chacun des deux supports de pied de pale et qui est relié à l'excentrique menant par au moins une bielle (108 ; 108').
4. Dispositif selon la revendication 3, dans lequel l'excentrique menant (104) et les deux excentriques menés (106) ont des centres de rotation (Ol, O2, O3) qui forment un triangle.
5. Dispositif selon la revendication 3, dans lequel l'excentrique menant (1040 et les deux excentriques menés (106') ont des centres de rotation (ΟΙ', Ο2', O3') qui sont alignés selon un même plan perpendiculaire à un axe moteur.
6. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 3 à 5, dans lequel les bielles (108 ; 1080 sont reliées aux excentriques menant et menés par des liaisons rotules (110, 112 ; 110', 112').
7. Dispositif selon la revendication 2, dans lequel chaque système de transmission comprend un excentrique menant (104) qui est monté à une extrémité extérieure de l'arbre de commande et un excentrique mené (106) qui est monté sur chacun des deux supports de pied de pale, les excentriques menés étant reliés entre eux par une bielle (118) et l'un des excentriques menés étant relié à l'excentrique menant par une autre bielle (122).
8. Dispositif selon la revendication 1, dans lequel chaque arbre de commande (34') est couplé aux supports de pied de pale d'au moins trois pales (26) adjacentes de l'ensemble (16) pour régler leur orientation, le support de pied de l'une des pales étant couplé à l'arbre de commande par un système (114) de cannelures en prises en prise directe avec ledit arbre de commande et le support de pied des deux autres pales étant couplé à l'arbre de commande par le système de transmission.
9. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, comprenant en outre un vérin (36) centré sur l'axe longitudinal (X-X) de la turbomachine et un système de transformation (38) du mouvement axial du vérin en un mouvement de rotation de chaque arbre de commande (34 ; 34 autour de son axe (34a ; 34'a).
10. Turbomachine (2) à soufflante non carénée, comprenant au moins un ensemble (16, 18) de pales de soufflante à orientation réglable et au moins un dispositif de commande de l'orientation des pales selon l'une quelconque des revendications 1 à 9.
PCT/FR2016/051016 2015-05-12 2016-04-29 Dispositif a arbre radial pour la commande de l'orientation des pales de soufflante d'une turbomachine a soufflante non carenee WO2016181051A1 (fr)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
GB1718651.1A GB2554015B (en) 2015-05-12 2016-04-29 A radial shaft device for controlling the pitch of fan blades of a turbine engine having an un-ducted fan
US15/573,163 US11225317B2 (en) 2015-05-12 2016-04-29 Radial shaft device for controlling the pitch of fan blades of a turbine engine having an un-ducted fan

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1554275A FR3036092B1 (fr) 2015-05-12 2015-05-12 Dispositif a arbre radial pour la commande de l'orientation des pales de soufflante d'une turbomachine a soufflante non carenee
FR1554275 2015-05-12

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2016181051A1 true WO2016181051A1 (fr) 2016-11-17

Family

ID=53758403

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2016/051016 WO2016181051A1 (fr) 2015-05-12 2016-04-29 Dispositif a arbre radial pour la commande de l'orientation des pales de soufflante d'une turbomachine a soufflante non carenee

Country Status (4)

Country Link
US (1) US11225317B2 (fr)
FR (1) FR3036092B1 (fr)
GB (1) GB2554015B (fr)
WO (1) WO2016181051A1 (fr)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3112809B1 (fr) * 2020-07-23 2022-07-29 Safran Aircraft Engines Module de turbomachine equipe d’une helice et d’aubes de stator supportees par des moyens de maintien et turbomachine correspondante

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1554280A (fr) 1967-02-09 1969-01-17
FR1554279A (fr) 1968-02-09 1969-01-17
WO2010136684A1 (fr) * 2009-05-29 2010-12-02 Snecma Dispositif a verin fixe pour la commande de l'orientation des pales de soufflante d'un turbopropulseur
GB2492882A (en) * 2011-07-13 2013-01-16 Snecma A device for controlling the pitch of turboprop fan blades
WO2013050704A1 (fr) 2011-10-03 2013-04-11 Snecma Turbomachine a helice(s) pour aeronef avec systeme pour changer le pas de l'helice

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1979616A (en) * 1934-04-28 1934-11-06 Haidle Fred Propeller control
US2029503A (en) * 1935-06-29 1936-02-04 Axel Nelson Automatic change pitch propeller

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1554280A (fr) 1967-02-09 1969-01-17
FR1554279A (fr) 1968-02-09 1969-01-17
WO2010136684A1 (fr) * 2009-05-29 2010-12-02 Snecma Dispositif a verin fixe pour la commande de l'orientation des pales de soufflante d'un turbopropulseur
GB2492882A (en) * 2011-07-13 2013-01-16 Snecma A device for controlling the pitch of turboprop fan blades
WO2013050704A1 (fr) 2011-10-03 2013-04-11 Snecma Turbomachine a helice(s) pour aeronef avec systeme pour changer le pas de l'helice

Also Published As

Publication number Publication date
US11225317B2 (en) 2022-01-18
FR3036092A1 (fr) 2016-11-18
GB201718651D0 (en) 2017-12-27
FR3036092B1 (fr) 2017-06-02
US20180065730A1 (en) 2018-03-08
GB2554015A (en) 2018-03-21
GB2554015B (en) 2021-03-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2435302B1 (fr) Dispositif a verin fixe pour la commande de l'orientation des pales de soufflante d'un turbopropulseur
EP2435304B1 (fr) Dispositif pour la commande de l'orientation des pales de soufflante d'un turbopropulseur
EP2435303B1 (fr) Dispositif a verin mobile pour la commande de l'orientation des pales de soufflante d'un turbopropulseur.
EP3400170B1 (fr) Systeme de commande de l'orientation des pales de soufflante d'une turbomachine a pion de blocage de mise en drapeau
EP3400169B1 (fr) Dispositif pour le verrouillage du pas et la mise en drapeau de pales de soufflante à orientation réglable d'une hélice de turbomachine
CA2791640C (fr) Dispositif de commande de l'orientation des pales de soufflante d'un turbopropulseur par contrepoids
FR3055001A1 (fr) Systeme de changement de pas equipe de moyens de reglage du pas des pales et turbomachine correspondante
FR2977862A1 (fr) Dispositif de commande de l'orientation des pales de soufflante d'un turbopropulseur
FR3036141B1 (fr) Arbre de commande radial pour dispositif de commande de l'orientation des pales de soufflante d'une turbomachine a soufflante non carenee et procede de montage d'un tel arbre.
WO2021009460A1 (fr) Module de turbomachine pour une helice a calage variable des pales et turbomachine le comportant
EP3400168B1 (fr) Pivot de pale a orientation reglable pour moyeu de soufflante de turbomachine
FR3033007A1 (fr) Dispositif pour le reglage individuel d'une pluralite d'aubes radiales fixes a calage variable dans une turbomachine
FR3036093A1 (fr) Dispositif a bras de levier pour la commande de l'orientation des pales de soufflante d'une turbomachine a soufflante non carenee
FR3098788A1 (fr) Module de turbomachine pour une hélice à calage variable des pales et turbomachine le comportant
WO2016181051A1 (fr) Dispositif a arbre radial pour la commande de l'orientation des pales de soufflante d'une turbomachine a soufflante non carenee
FR3046407A1 (fr) Dispositif a verin fixe pour systeme de commande de l'orientation des pales de soufflante d'une turbomachine
EP4073371B1 (fr) Système propulsif aéronautique à faible débit de fuite et rendement propulsif amélioré
EP4073366B1 (fr) Système propulsif aéronautique à faible débit de fuite et rendement propulsif amélioré
WO2021116621A1 (fr) Système propulsif aéronautique à rendement propulsif amélioré
FR3139551A1 (fr) Module de soufflante a pales a calage variable
EP4380858A1 (fr) Module de soufflante a pales a calage variable
WO2022079378A1 (fr) Système propulsif aéronautique ayant un rendement propulsif amélioré
WO2022263753A1 (fr) Systeme de changement de pas des pales d'une helice d'une turbomachine

Legal Events

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

Ref document number: 16722328

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 201718651

Country of ref document: GB

Kind code of ref document: A

Free format text: PCT FILING DATE = 20160429

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 15573163

Country of ref document: US

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 16722328

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1