INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Mise en œuvre Lors de la fabrication d’une clôture C, chaque panneau grillagé 2 est avantageusement rapporté de sorte que ses deux bordures latérales 2a, verticales, viennent se loger dans les feuillures longitudinales 51 en regard de deux poteaux 5 juxtaposés (et convenablement écartés).
Les bordures longitudinales 2a de ce panneau grillagé 2 sont verrouillées par la mise en place d’au moins un organe de fixation 6 (de préférence au moins deux) au sein de chaque feuillure longitudinale 51.
De manière avantageusement, la mise en place d’un organe de fixation 6 consiste :
- à introduire, de biais, la première partie latérale 62 de l’organe de fixation 6 dans la gorge longitudinale latérale 52 de la feuillure longitudinale 51, de sorte que le fil métallique latéral 223 du panneau grillagé 2 soit positionné entre cette première partie latérale 62 de l’organe de fixation 6 et la paroi de fond 513 de la feuillure longitudinale 51, puis
- à manœuvrer en rotation l’organe de fixation 6 autour du degré de liberté en rotation R, jusqu’à ce que les organes d’emboîtement 631 de l’organe de fixation 6 coopèrent, avantageusement par emboitement élastique, avec les organes d’emboîtement 53 portés par la feuillure longitudinale 51.
En position finale, le fil métallique latéral 223 du panneau grillagé 2 est maintenu entre la première partie latérale 62 de l’organe de fixation 6 et la paroi de fond 513 de la feuillure longitudinale 51.
Lorsque les poteaux 5 sont alignés, le fil métallique latéral 223 du panneau grillagé 2 est avantageusement logé dans un premier emplacement 625a précité (voir la ).
La est une vue schématique, en coupe axiale et partielle d’un exemple de turbomachine avec une seule hélice non carénée à laquelle s’applique l’invention ;
La représente en perspective un système de changement de pas des pales des aubes de stator d’une turbomachine avec une seule hélice non carénée à laquelle s’applique l’invention ;
La est une vue en coupe axiale et partielle d’un pied d’aube de stator de turbomachine selon l’invention ;
La est une vue en perspective et partielle d’un système de changement de pas des aubes de stator d’une turbomachine avec une seule hélice non carénée selon l’invention ;
La est une vue en coupe axiale d’un levier d’un mécanisme de liaison relié à une tige d’un corps mobile d’un moyen de commande selon l’invention ;
La est une vue en coupe axiale d’un levier d’un mécanisme de liaison relié à un support et à un anneau de liaison selon l’invention ; et
La illustre suivant une vue en perspective et en amont un exemple de système de changement de pas de pale d’aubes de stator agencé dans un carter fixe d’une turbomachine selon l’invention.
Description détaillée de l’invention L’invention s’applique à une turbomachine 1 comprenant une hélice 2 non carénée destinée à être montée sur un aéronef. Une telle turbomachine est un turbopropulseur tel que représenté sur la . Cette turbomachine est connue sous l’expression anglaise « open rotor » ou « unducted fan » comme explicité précédemment.
Dans la présente invention, et de manière générale, les termes « amont », « aval » « axial » et « axialement » sont définis par rapport à la circulation des gaz dans la turbomachine et ici suivant l’axe longitudinal X (et même de gauche à droite sur la ). De même, les termes « radial », « interne » et « externe » sont définis par rapport à un axe radial Z perpendiculaire à l’axe longitudinal X et au regard de l’éloignement par rapport à l’axe longitudinal X. Par ailleurs, les éléments identiques ou sensiblement identiques et/ou avec les mêmes fonctions sont représentés par les mêmes références numériques.
La turbomachine 1 comprend un générateur de gaz ou moteur 3 qui comporte typiquement d’amont en aval, un compresseur basse pression 4, un compresseur haute pression 5, une chambre de combustion 6, une turbine haute pression 7 et une turbine basse pression 8. Le compresseur basse pression 4 et la turbine basse pression 8 sont reliés mécaniquement par un arbre basse pression 9 de manière à former un corps basse pression. Le compresseur haute pression 5 et la turbine haute pression 7 sont reliés mécaniquement par un arbre haute pression de manière à former un corps haute pression. L’arbre haute pression s’étend à l’intérieur de l’arbre basse pression 9 et sont coaxiaux.
Dans une autre configuration non représentée, le corps basse pression ou de faible pression comprend le compresseur basse pression qui est relié à une turbine de pression intermédiaire. Une turbine libre de puissance est montée en aval de la turbine de pression intermédiaire et est reliée à l’hélice décrite ci-après via un arbre de transmission de puissance pour l’entraîner en rotation.
Un flux d’air primaire F1 circule dans une veine primaire 10 qui traverse le générateur de gaz 3. La veine primaire 10 est délimitée radialement par une paroi radialement interne 11 et une paroi radialement externe 12. La paroi radialement interne 11 est portée par un carter interne 13. La paroi radialement externe 12 est portée par un carter externe 14. Le flux d’air primaire F1 entre dans le générateur de gaz 3 par une entrée d’air annulaire 15 et s’en échappe par une tuyère primaire 16 qui est disposée en aval du générateur de gaz 3.
La turbomachine comprend un carter rotatif 20 centré sur l’axe longitudinal X et tournant autour de l’axe longitudinal X. Le carter rotatif 20 porte une couronne de pales 21 mobiles formant l’hélice 2. Le carter rotatif 20 est monté mobile par rapport au carter interne 13 qui le porte. Dans l’exemple représenté de la , l’hélice 2 est montée en amont du générateur de gaz (configuration de tracteur ou « pusher » en anglais). De manière alternative, l’hélice est montée en aval du générateur de gaz (configuration de pousseur ou « puller » en anglais). Le flux d’air F qui entre dans la turbomachine traverse les pales 21 de l’hélice pour former un flux d’air secondaire F2. Ce flux d’air secondaire circule autour du carter externe 14. Le flux d’air F se divise en un flux d’air primaire et en un flux d’air secondaire au niveau d’un bec de séparation 22 porté par le carter externe 14. Chaque pale 21 de l’hélice 2 comprend un pied 23 et s’étend radialement vers l’extérieur depuis le pied 23.
L’arbre de puissance ou l’arbre basse pression 9 (respectivement de la turbine libre de puissance et de la turbine basse pression) entraîne l’hélice 2 par l’intermédiaire d’un réducteur 24 qui comprime l’air à l’extérieur du carter externe 14 et fournit la majeure partie de la poussée. Le réducteur 24 peut être de type à train planétaire ou à train épicycloïdal.
Comme nous pouvons le voir sur la également, la turbomachine 1 comprend un redresseur 25 comprenant une pluralités d’aubes de stator 26 (ou aubes fixes) connues sous l’acronyme anglais « OGV » pour Outlet Guide Vane. Les aubes de stator 26 sont réparties régulièrement autour de l’axe longitudinal X et s’étendent radialement dans le flux d’air secondaire. Les aubes de stator 26 sont portées par une structure fixe solidaire du carter externe 14. En particulier, chaque aube de stator 26 comprend une pale 27 qui s’étend radialement depuis un pied 28.
Sur la , dix aubes de stators 26 sont montées sur le carter externe 14. Avantageusement, les aubes de stator 26 sont à calage variable de manière à optimiser la performance de la turbomachine. A cet effet, la turbomachine comprend un premier système de changement de pas 30 des pales des aubes de stator. Sur la , le premier système de changement de pas 30 comprend au moins un premier moyen de commande 31 et au moins un premier mécanisme de liaison 32 reliant chaque aube de stator 26 au premier moyen de commande 31.
Si aucun risque de pompage n’est détecté à l’étape C-300, la consigne de débit carburant Wfreq est envoyée à un module thermique pour réaliser ladite consigne de débit carburant Wfreq.
A l’inverse si un risque de pompage est détecté à l’étape C-300, une étape D-300 d’assistance électrique est réalisée pour respecter une consigne de débit carburant maximal admissible Wmax.
L’étape D détermine le couple d’assistance mécanique généré par le biais de la machine électrique à fournir à l’arbre HP 122 pour assurer la consigne N2cmd du régime de l’arbre HP 122, lorsque la consigne de débit carburant est limitée à la consigne de débit carburant maximal admissible Wmax, par la butée d’opérabilité de protection au pompage. Autrement dit, le couple d’assistance mécanique généré par le biais de la machine électrique est configuré pour compenser la saturation de la consigne de débit carburant.
Le procédé 300 comprend en outre une étape B-300 dans laquelle :
- le couple d’assistance mécanique généré par le biais de la machine électrique déterminé durant l’étape D-300 est reçu, et
- le débit de carburant Wfreq est déterminé en fonction du couple d’assistance mécanique généré par le biais de la machine électrique et de la consigne N2cmd du régime de l’arbre HP 122.
Le couple d’assistance mécanique généré par le biais de la machine électrique fourni permet d’atteindre la consigne N2cmd du régime de l’arbre HP 122 sans induire de pompage mais entraîne un déficit de puissance des gaz chauds en sortie de turbine haute pression et donc un retard d’accélération de l’arbre BP 121.
Pour compenser cette perte de régime de l’arbre BP121, le procédé 300 comprend une étape A-300 pour corriger la trajectoire de la consigne N2cmd en fonction du couple d’assistance mécanique généré par le biais de la machine électrique et du régime N2r actuel de l’arbre HP 122.
L’étape A2 comprend une sous-étape A321 de détermination d’un coefficient correcteur en fonction du régime N2r actuel de l’arbre HP 122 et d’un régime corrigé de l’arbre HP 122. En particulier, le coefficient correcteur est le rapport entre le régime N2r actuel de l’arbre HP 122 et du régime corrigé de l’arbre HP 122, calculé par exemple par la formule suivante :
Le régime corrigé de l’arbre HP 122 est déterminé en fonction du régime N2r actuel de l’arbre HP 122 et par consultation des bases de données 302 et 304 préalablement définies.
La base de données 302 comprend les valeurs de la puissance des gaz chauds en fonction du régime N2r de l’arbre HP 122 et du couple d’assistance mécanique généré par le biais de la machine électrique . La base de données 304 comprend les valeurs du régime N2r de l’arbre HP 122 en fonction de la puissance des gaz chauds et du couple d’assistance mécanique généré par le biais de la machine électrique . La base de données 304 comprend la fonction inverse de la base de données 302.
Les bases de données 302 et 304 peuvent être déterminées de façon expérimentale ou par simulation numérique en fonction des caractéristiques de la turbomachine 100.
La base de données 302 est d’abord consultée pour déterminer la puissance de gaz chauds de référence pour le régime N2r actuel de l’arbre HP 122 pour un couple d’assistance mécanique généré par le biais de la machine électrique nul. La base de données 304 est ensuite consultée pour déterminer le régime corrigé pour produire la puissance de gaz chauds de référence . Le corrigé est obtenu en fonction de la puissance de gaz chauds de référence et le couple d’assistance mécanique généré par le biais de la machine électrique fourni à l’issue de l’étape D-300.
L’étape A-300 comprend une sous-étape A322 de détermination de la consigne N2cmd du régime de l’arbre HP 122 par correction de la trajectoire d’accélération 306 du régime N2r par le coefficient correcteur , par exemple par multiplication de la trajectoire d’accélération 306 du régime N2r et le coefficient correcteur .
L’étape A2 permet ainsi de modifier la trajectoire d’accélération de l’arbre HP 122, amenant alors le régime N1r de l’arbre BP 121 à suivre la courbe C’ de régime N1r corrigé. La courbe C’ du régime N1r s’approche de la courbe A du régime N1r de référence dès le début de la phase d’assistance t assist .
Bielle pour nacelle de turbomachine La présente invention concerne les inverseurs de poussée à grilles et se rapporte plus particulièrement à la configuration des bielles de tels inverseurs de poussée.
Nous parvenons à cet objectif conformément à l’invention grâce à un module de turbomachine d’axe longitudinal X, comportant une hélice non carénée entrainée en rotation autour de l’axe longitudinal et au moins un redresseur comprenant une pluralité d’aubes de stator à calage variable s’étendant suivant un axe radial perpendiculaire à l’axe longitudinal depuis un carter fixe, le module comprenant un premier système de changement des pas des pales des aubes de stator qui comprend : - au moins un premier moyen de commande comportant un premier corps fixe relié au carter fixe et un premier corps mobile axialement par rapport au premier corps fixe, - au moins un premier mécanisme de liaison reliant chaque aube de stator au premier corps mobile du premier moyen de commande, le premier mécanisme de liaison comprenant : - - un anneau de liaison, centré sur l’axe longitudinal, relié aux pieds de chaque aube de stator et - - au moins un levier relié d’une part, à l’anneau de liaison et d’autre part, au premier corps mobile du premier moyen de commande, le levier présentant une forme en L avec une première branche et une deuxième branche comprenant respectivement une première et une deuxième extrémité distales, la première extrémité distale de la première branche étant reliée suivant une liaison pivot avec une tige axiale du premier corps mobile du premier moyen de commande et la deuxième extrémité distale de la deuxième branche comprenant une rotule traversée par un deuxième axe d’articulation porté par l’anneau de liaison.
Ainsi, cette solution permet d’atteindre l’objectif susmentionné. En particulier, une telle configuration est simple à mettre en œuvre et permet de simplifier la cinématique du changement de pas des aubes de stator. En effet, avec le premier mécanisme de liaison, toutes les pales changent leurs orientations simultanément et sans faire intervenir de nombreux composants susceptibles de pénaliser la masse et de complexifier la cinématique.
Le module comprend également l’une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises seules ou en combinaison :
- le premier mécanisme de liaison comprend une pluralité de bras dont chacun est relié à une aube de stator et à l’anneau de liaison.
- chaque bras comprend une première extrémité qui est pourvue d’une liaison rotule traversée par un premier axe d’articulation porté par l’anneau de liaison et une deuxième extrémité reliée au pied d’une aube de stator suivant une liaison encastrement.
- le levier est maintenu par un support solidaire du carter fixe et est relié de manière pivotante au support.
- le premier système de changement de pas comprend deux premiers moyens de commande et deux leviers reliés respectivement aux premiers moyens de commande et à l’anneau de liaison.
- le premier système de changement de pas est installé dans un espace annulaire d’un carter externe délimitant en partie une veine primaire dans laquelle circule un flux d’air primaire.
- le carter externe porte un bec de séparation et les premiers moyens de commande sont agencés au niveau du bec de séparation.
- les aubes de stator sont configurées pour pivoter entre -10° et +10°.
- l’anneau de liaison est unique.
- les premiers axes d’articulation des bras sont disposés régulièrement autour de l’axe longitudinal X.
- le module comprend un deuxième système de changement de pas des pales mobiles de l’hélice qui comprend : - - un deuxième moyen de commande comportant un deuxième corps mobile axialement par rapport à un deuxième corps fixe monté sur un carter interne, les pales mobiles étant montées sur un carter rotatif porté par le carter interne, - -au moins un palier de transfert de charge comportant une bague interne reliée au deuxième corps mobile et une bague externe; et - - un deuxième mécanisme de liaison de la bague externe aux pales de l’hélice.
- le carter interne et le carter externe délimitent au moins en partie une veine primaire dans laquelle circule un flux d’air primaire.
L’invention concerne en outre une turbomachine d’aéronef comprenant au moins un module tel que susmentionné et un générateur de gaz destiné à entrainer l’hélice non carénée en rotation.
Les flux primaire et secondaire sont ensuite éjectés de la turbomachine 3 par une tuyère d’éjection 6 située à l’arrière de la nacelle 2.
Plus particulièrement, la tuyère d’éjection 6 comporte une tuyère primaire 61 apte à éjecter le flux primaire et une tuyère secondaire 62 apte à éjecter le flux secondaire.
Afin de réduire la distance de freinage de l’aéronef lors de l’atterrissage, la nacelle 2 comprend un système mécanique d’inversion de poussée à grilles 7.
Plus particulièrement, le système mécanique d’inversion de poussée 7 a pour rôle de rediriger vers l’avant de la nacelle 2 au moins une partie de la poussée engendrée par la turbomachine 3, créant ainsi une contre-poussée.
Pour ce faire, des grilles d’aubes 8 sont dissimulées dans un capot mobile 9 apte à coulisser le long de rails d’une position fermée à une position ouverte de manière à les découvrir et ainsi réorienter radialement le flux d’air secondaire.
La position fermée est illustrée dans la dans laquelle est représenté le capot mobile 9 comportant une pluralité de volets de blocage 12.
Une bielle 10, également nommée corps de bielle, est montée pivotante sur le volet de blocage 12 et sur une structure interne fixe 11, communément appelée IFS (pour « Inner Fixed Structure » selon le vocable anglosaxon), apte à entourer la partie arrière de la turbomachine 3.
La bielle 10 comprend une première articulation 101 sur le volet de blocage 12 ainsi qu’une deuxième articulation 102 correspondant au pied de la bielle 10 qui est disposé sur la structure interne 11.
Autrement dit, dans une telle position fermée, le flux secondaire est apte à circuler dans la veine annulaire 5 et générer avec le flux primaire une poussée FD.
Pour générer une contre-poussée comme illustré dans la par la référence FI, un actionneur tel qu’un vérin hydraulique (non représenté sur la figure) fait coulisser le capot 9 et entraine l’obturation de la veine annulaire 5 par les volets de blocage 12.
Par conséquent, le flux d’air secondaire est redirigé à travers les grilles d’aubes 8 pour créer la contre-poussée FI.
Toutefois, la poussée FD expose le bord d’attaque 13 de la bielle 10 à différentes forces telles que la force de trainée, la force de portance et la force de dérive, constituant des efforts aérodynamiques.
En outre, le flux d’air peut voir son orientation varier lorsque les écopes l’utilisent pour ventiler le compartiment de la soufflante par exemple.
Ces perturbations ainsi que les forces exercées sur la bielle sont alors susceptibles de faire fléchir, vriller, osciller la bielle 10, voire l’endommager.
Pour protéger la bielle 10 contre de telles sollicitations mécaniques, celle-ci comprend une zone 14 telle qu’illustrée dans la .
Plus précisément, la zone 14 est configurée pour déplacer le centre des efforts aérodynamiques, aptes à s’exercer sur la bielle 10, dans le sens de la poussée FD.
Le tirant est disposé de manière à créer une transmission directe des efforts entre les deux rotules de la bielle.
En conséquence, on augmente la raideur de la bielle en traction et en compression.
En variante, ladite zone comprend l’ensemble de la bielle.
Selon un autre aspect, il est proposé un inverseur de poussée à grilles d’une nacelle comprenant une bielle telle que définie ci-dessus, la bielle étant destinée à être fixée sur une structure interne de la nacelle.
Selon un autre aspect, il est proposé un système de suspension de turbomachine à un mât d’aéronef, comprenant au moins deux bielles telles que définies ci-avant.
L’invention a encore pour objet une nacelle pour turbomachine d’aéronef comprenant un inverseur de poussée à grilles et/ou un système de suspension de turbomachine tels que définis ci-avant.
D’autres buts, caractéristique et avantages de l’invention apparaîtront à la lecture de la description suivante, donnée uniquement à titre d’exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins indexés sur lesquels :
représente de manière schématique une nacelle de de turbomachine pour aéronef comprenant un inverseur de poussée à grilles selon l’état de la technique ;
illustrent chacune une vue selon une coupe axiale d’un inverseur de poussée à grilles respectivement en position jet direct et jet inverse selon l’état de la technique ;
illustrent schématiquement différents modes de réalisation de bielle de volet d’inversion de poussée à grilles selon l’invention ;
illustrent des exemples de moyens d’amortissement disposés à l’intérieur de la ferrure du pied de la bielle conformément à l’invention et,
illustre de manière schématique ladite nacelle comprenant un système de suspension de la turbomachine à un mât de l’aéronef selon un mode de réalisation de l’invention.
Exposé détaillé d’au moins un mode de réalisation de l’invention
Sur la est représenté un dispositif propulsif 1 comprenant une nacelle 2 de structure tubulaire selon un axe longitudinal X.
Le dispositif propulsif 1 comprend en outre une turbomachine 3 de type double flux par exemple, apte à générer, par l’intermédiaire d’aubes d’une soufflante 4 en rotation, un flux d’air primaire et un flux d’air secondaire.
Le flux d’air secondaire circule à l’extérieur de la turbomachine 3 à travers une veine annulaire 5 formée entre deux parois de la nacelle 2.
Dans ce premier mode de réalisation, la zone 14 est sous forme d’un empennage 15 solidaire d’une surface 16 de la bielle 10 qui est opposée audit bord d’attaque 13.
Grâce à l’empennage 15, la bielle 10 gagne en stabilité lorsqu’elle est traversée par le flux d’air FD et peut être orientée en fonction des lignes de courant dudit flux d’air.
Il est par ailleurs avantageux de positionner l’empennage 15 pour qu’il soit en contact ou à proximité du flux d’air où l’écoulement est laminaire.
L’empennage 15, la surface 16 et la tige 17 peuvent être entièrement usinés dans un même bloc de matière que la bielle 10 afin d’obtenir une seule pièce.
Dans le cas contraire, la tige 17 est fixée à la surface 16 par un assemblage vissé par exemple.
La illustre un deuxième mode de réalisation de la zone 14 de la bielle 10.
Dans cet exemple, la zone 14 présente une section longitudinale définie courbée 18.
Plus précisément, la bielle 10 présente une courbure convexe.
Afin de faciliter le déplacement du centre des efforts aérodynamiques vers la zone 14, le bord d’attaque 13 de la bielle est partiellement sous forme de tirant 19.
Plus particulièrement, les extrémités 20 et 21 de la courbe sont solidaires respectivement des extrémités 22 et 23 du tirant 19.
En variante et tel qu’illustré dans la , l’extrémité 20 de la courbe est reliée à la première articulation 101 sur le volet de blocage 12 et l’extrémité 21 est reliée à la deuxième articulation 102 correspondant au pied de la bielle 10.
Autrement dit, ladite zone 14 comprend toute la longueur D3 de la bielle 10.
La illustre des moyens d’amortissement 24 aptes à réduire d’éventuelles oscillations de la bielle 10 et ainsi la stabiliser lorsque la poussée FD est générée par la turbomachine 3.
De tels moyens d’amortissement 24 comportent un ressort à languettes 25 en forme de U.
Le ressort 25 est ainsi apte à entourer la deuxième articulation 102 du pied de la bielle 10, ici une rotule, à l’intérieur de sa ferrure 27 tel qu’illustré dans la .
Alternativement, les moyens d’amortissement 24 comportent des rondelles en élastomère disposées sur chaque côté d’au moins une articulation 101 ou 102 de la bielle 10.
La est une vue de dessus, schématique et partielle, d’encore une autre partie de la cellule 109 de la . La illustre plus précisément la structure d’interconnexion 305 de la cellule 109.