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GROUPES-MOTEURS MIXTES COMPRENANT UN MOTEUR A PISTONS ET UNE TURBINE ACTIONNEE PAR LES GAZ D'ECHAPPEMENT.
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(ayant fazi t lubjet d'ane demande de brevet déposée en Grande-Bretagne le 12 janvier 1953 conjontement a:ùe¯' B BafKyM. PI A. McKeggie et H.R, Scott - déclaratzon de 1a déPosante -Jo
Cette invention est relative aux groupes-moteurs mixtes du type comprenant un moteur à pistons à combustion interne et une turbine actionnée par les gaz d'échappement du moteur, la turbine étant destinée à entraîner un, compresseur pour comprimer la charge gazeuse fournie au moteuro Pour la facilité, on appellera le moteur à pistons et la turbine les machines motrices.
Il a déjà été proposé d'utiliser un pareil groupe-moteur pour la propulsion des avions en combinaison avec deux hélices tournant indépendamment et entraînées respectivement par le moteur et par la turbine.
Dans de pareilles dispositions, des problèmes se posent pour régler la puissance du moteur à pistons et de la turbine en fonction de la puissance absorbée par le compresseur et les hélices.
Un but de la présente invention est de fournir un groupe-moteur perfectionné de ce type comprenant deux hélices tournant indépendamment et qui réalise d'une manière simple et efficace la transmission de la puissance du moteur à l'ensemble du turbo-compresseur, de la façon requise pour donner un service satisfaisant dans toute la gamme de puissance du groupe-moteur.
Un groupe-moteur du type précité comporte donc suivant la présente invention deux hélices tournant indépendamment, l'une d'elle au moins étant à pas variable et un mécanisme de transmission différentiel, une des machines motrices étant destinée à entraîner une des hélices tandis que la seconde est accouplée à l'élément primaire du mécanisme différentiel, les éléments secondaires de celui-ci étant accouplés respective-
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ment à la seconde hélice et à l'ensemble comprenant la première machine motrice et son hélice associéeo
La puissance transmise dépend jusqu'à un certain point des charges de réaction respectives exercées par les deux hélices et suivant une autre caractéristique préférée de l'invention, les deux hélices sont par conséquent du type à pas variable et le groupe,
-moteur comporte un dispositif permettant de faire varier le pas des hélices pour faire var ier la relation-entre les puissances disponibles respectivement aux deux machines motrices dans toute l'étendue de leurs puissance.
La turbine est de préférence accouplée directement à une hélice et le moteur à pistons est accouplé à l'autre hélice par l'intermédiaire du mécanisme différentiel et à l'ensemble du turbo-compresseur.
Suivant une autre aspect de l'invention, les deux hélices sont du type à pas variable et le moteur à combustion interne et la turbine sont munis tous les deux de régulateurs de vitesse commandant le mécanisme d'actionnement du pas variable associé aux hélices respectives, le régulateur du moteur à pistons étant destiné à faire varier le pas de l'hélice associée directement au moteur de manière à tèndre à maintenir la vitesse du moteur en substance constante pour toute position donnée de l'appa- reil de commande principal tandis que le régulateur du turbo-compresseur est destiné à faire varier le pas de l'autre hélice et à contrôler ainsi la vitesse de la turbine de manière à maintenir, autant que possible,
une pression d9appoint constante pour toute position de l'appareil de commande principal.
Dans une disposition préférée, le mécanisme différentiel est du type épicycloidal et il comprend un premier' pignon planétaire entraîné par une des machines motrices et un second pignon planétaire coaxial et tournant indépendamment accouplé à une des hélices, un plateau accouplé à l'autre hélice et entraîné par l'autre machine motrice et au moins un ensemble de pignons satellites porté par le plateau et comprenant deux pignons coaxiaux-disposés de manière à tourner ensemble et en prise respectivement avec le premier et le second pignons planétaires.
Le groupe-moteur peut aussi comprendre un mesureur de couple associé au mécanisme différentiel et grâce auquel on peut estimer la répar- tition du couple entre les deux hélices.
L'invention peut être réalisée de différentes façons; on décrira ci-après, à titre d'exemple, une réalisation.spécifique appliquée à un groupe propulseur d'avion, avec référence aux dessins annexés dans lesquels : la figure 1 est une vue schématique d'un groupe-moteur complet y compris les éléments principaux du mécanisme de commande associé; la figure 2 est une coupe partielle d'une forme de mécanisme différentiel qui peut être utilisé avec l'invention et les figures 3 et 4 sont des coupes schématiques à échelle rédui- te de variantes de mécanismes différentiels qui peuvent être utilisées.
Sur la figure 1, le groupe-moteur comprend un moteur à pistons à combustion interne 1, une turbine actionnée par les gaz d'échappement 2 à laquelle les gaz sont amenés par une conduite 3 et un compresseur à courant axial 4 monté coaxialement avec la turbine 2 et accouplé mécaniquement avec elle, le compresseur recevant l'air de l'atmosphère par une prise 5 et refoulant une charge de gaz comprimé par un conduit de suralimentation 6.
Deux hélices à pas variable tournant en sens inverses 7 et 8 (désignées ci-après respectivement par hélice antérieure et hélice postérieure) sort montées sur des arbres d'hélice concentriques intérieur et extérieur 9 et
10 placés coaxialement au vilebrequin 15 du moteur à pistons 1.
L'arbre 11 du turbo-compresseur entraîné un pignon 12 en prise avec une couronne dentée extérieurement 13 faisant corps avec le plateau
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14 d'un mécanismeldifférentiel ép3cycloidal, le plateau 14 tournant avec l'arbre-d'hélice intérieur 9 accouplé à l'hélice antérieure 7. L'extrémité antérieure du vilebrequin 15 du moteur à pistons 1 est accouplée à un pi- gnon planétaire 16 qui est en prise avec une série de pignons satellites 17 portés par le plateau 14. Les pignons satellites 17 sont aussi en prise avec une.couronne annulaire à denture intérieure 18 qui est accouplée à l'arbre d'hélice extérieur 10 entraînant l'hélice postérieure 8. La puis- sance du vilebrequin 15 est ainsi répartie entre le plateau 14 et la couronne annulaire 18 et de là entre les deux hélices 7 et 8.
Un régulateur "à vitesse constante" 20, entraîné par un pignon 21 en prise avec le pignon 12 sur l'arbre du turbo-compresseur, est destiné à commander automatiquement le pas de l'hélice antérieure 7 au moyen d'un mécanisme de commande hydraulique du pas 22 de type connu monté dans le moyeu de l'hélice en passant par deux conduits hydrauliques 23 et 24. Un régulateur à vitesse constante analogue 25, entraîné par le vilebrequin 15 du moteur à pistons par l'intermédiaire d'un train d'engrenages 26, 27 et 28 est monté de manière analogue pour commander le pas de l'hélice postérieure 8 au moyen du mécanisme de commande de pas 29 monté dans le moyeu de l'hélice, par deux conduits hydrauliques 30 et 31.
Le réglage de la vitesse du régulateur de l'hélice antérieure, 20, cest-à-dire la vitesse de l'ensemble du turbo-compresseur qui doit être maintenue par les variations du pas de l'hélice antérieure 7 entrainée directement par cet ensemble, est effectué par un bras 32 relié par un système de tringles 33,34 et 35 à un servo-piston 36 se trouvant à l'intérieur d'un servo cylindre 37. Un fluide hydraulique sous pression est amené sélectivement aux deux extrémités du cylindre 37, depuis une source de fluide sous pression 38, par des conduits 41 et 42 raccordés à un corps de valve de commande de servo 39 contenant un piston valve réversible 40 destiné à mettre sélectivement les conduits 41 et 42 en communication avec la source de pression ou avec l'échappement.
Le piston valve 40 fait corps avec une tige 43 qui est reliée à un diaphragme flexible 44 monté dans une chambre 45, la partie supérieure de l'intérieur de la chambre au-dessus du diaphragme étant raccordée au conduit d'appoint 6 par une conduite de prise d'appoint 46. L'autre extrémité du piston valve 40 est reliée à un côté d'une capsule à vide 47 dont l'autre oôté est monté de manière rigide sur un support fixe. Le piston valve 40 est donc soumis à une charge qui varie avec la pression de suralimentation absolue fournie par le compresseur 4 au moteur 1.
La tige 43 est articulée sur un levier d'équilibre 48 dont une extrémité est articulée sur un point d'appui fixe mais réglable 49 dont la position peut varier à volonté pour satisfaire aux caractéristiques de fonctionnement du groupe-moteur tandis que l'autre extrémité du levier est reliée à une tige 50 qui est commandée en principe par une came de réglage de suralimentation 51 par l'intermédiaire d'un ressort 52. La came 51 est montée sur un arbre de commande rotatif 53 qui est actionné par un levier de commande principal 54 sous le contrôle manuel du pilote de l'avion.
Le levier d'équilibre 48 est donc soumis dans un sens à la poussée de la tige 43 qui dépend de la pression absolue de suralimentation existant dans le conduit 6 et dans l'autre sens à l'action du ressort 52 qui est déterminée par la position de la came 51. La valve de commande 40 qui suit les mouvements du levier d'équilibre 48 se déplace donc normalement pour actionner le servo-piston 36 et, par suite,le régulateur 20 pour commander le pas de l'hélice antérieure 7 et par conséquent la charge et la vitesse de l'ensemble du turb o-compresseur de manière à maintenir la pression de suralimentation à la valeur déterminée par la came 51.
Le réglage de la vitesse du second régulateur 25 associé au moteur à combustion interne 1 et à l'hélice postérieure 8 est commandé par un bras de commande 60 actionné par l'intermédiaire d'un tringlage 61, 62 et 63 par une came 64 de réglage de la vitesse du moteur à pistons mon-
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tée également sur l'arbre de commande 53. Le régulateur 25 commande le p as de l'hélice postérieure 8 et fait donc varier la charge sur la couronne annulaire 18 du train épicycloïdal. Puisque la vitesse du plateau 14 est commandée par le régulateur 20, le régulateur 25 -agit par conséquent pour contrôler la vitesse du moteur à pistons.
Comme le moteur 1 est du type à injection de combustible et à allumage par compression, il est aussi nécessaire de commander la quantité de combustible admise dans chaque cylindre du moteur par cycle afin de faire varier la puissance fournie et maintenir correct le rapport combustible/air. A cette fin, une came de réglage de combustible 65 est aussi montée sur l'arbre de commande 53 et un poussoir 66 coopérant avec la came 65 est relié par une tringle 68 à un pivot 69 en un point intermédiaire d'un bras d-équilibre 70. Une extrémité du bras 70 est articulée à une biellette 71 qui a son tour est reliée à un bras 72 d'un embrayage glissant 73 qui est du type normal à friction sous surcharge, dont l'autre bras 74 est articulé à une tige 75 commandant la pompe à combustible du moteur, représentée schématiquement en 76.
L'autre extrémité du bras d'équilibre 70 est articulée en 77 à une biellette 78 et le pivot 77 est normalement maintenu fixe (sauf dans certaines conditions qui seront décrites ci-dessous). Pour tout réglage de la vitesse du moteur déterminée par la position de la came de réglage de la vitesse du moteur 64, la came de réglage du combustible 65 agit donc sur le mécanisme de la pompe à combustible 76 pour fournir une quantité de combustible appropriée au moteur 1.
Il est aussi nécessaire de prévoir un dispositif pour réduire ou couper l'arrivée du combustible au moteur et arrêter ainsi le groupe-moteur si pour une raison quelconque (par exemple la perte d'une hélice) la vitesse de l'ensemble du turbo-compresseur venait à dépasser une limite déterminée par exemple par des considérations mécaniques. A cette fin, un régulateur de survitesse de la turbine 79 est entraîné par l'arbre 11 du turbo-compresseur par un pignon 80 en prise avec le pignon 21. Lorsque la vitesse de la turbine dépasse la limite, le régulateur 79 envoie du fluide hydraulique dans le conduit 81 d'un côté du piston d'arrêt du combus- tible 82 relié à la tige 75 actionnant le mécanisme de la pompe à combustible 76.
La poussée du piston 82 est suffisante pour surmonter la résistance de frottement de l'embrayage glissant 73 de manière à actionner la tige de commande 75 même si le tringlage 72, 61, 70 et 68 est maintenu fixe par la position de la came de réglage de combustible 65.
Le mécanisme de commande comporte aussi un mécanisme correcteur de suralimentation qui entre en action pour réduire l'arrivée du combustible au moteur 1 et pour rééquilibrer le levier d'équilibre 48 si la pression réelle de suralimentation tombait en dessous de la valeur requise par la position de la came de réglage de suralimentation 51. Cette situation peut se produire par exemple à des altitudes au-dessus de l'altitude critique lorsque le servo-piston 36 atteint la limite de sa course et que l'ensemble du turbo-compresseur tourne à sa vitesse limite mais que néanmoins la pression de suralimentation obtenue dans le conduit 6 est inférieure à la pression requise pour le réglage de puissance choisi à cause de la réduc- tion de la pression atmosphérique.
Le mécanisme correcteur de suralimentation comporte un piston correcteur 85 logé dans un cylindre 86 dont l'extrémité supérieure est raccordée par un conduit hydraulique 87 à l'extrémité supérieure du servo cylindre 37 (c'est-à-dire l'extrémité du servo cylindre à laquelle le fluide s ous pression est admis afin d'augmenter la vitesse de l'ensemble du turbocompresseur). Un ressort raide 88 est destiné à agir entre le côté inférieur du piston-correcteur 85 et l'extrémité adjacente du cylindre 86 et une tige 89 solidaire du piston 85 est reliée par un ressort correcteur de s uralimentation 90 à la tige 50 et par conséquent au levier d'équilibre 48. La tige 89 est aussi reliée par le tringlage 91, 78 au bras d'équili- bre 70 faisant partie du mécanisme de commande du combustible.
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Pendant le fonctionnement normal, toute chute de la pression de suralimentation en dessous de la pression choisie force la tige 43 et par conséquent la valve 40 à monter pour admettre le fluide sous pression du côté supérieur du servo-piston 36 et augmenter ainsi le réglage de la vitesse du régulateur 20 associé au turbo-compresseur jusqu'à ce que l'aug- mentation de pression sur le diaphragme 44 ramène la valve 40 dans sa posi- tion médiane. Dans ces conditions, le ressort 88 en dessous du piston correcteur 85 maintient ce dernier dans sa position supérieure.
Toute- fois, si pour une raison quelconque, le piston 36 ne peut se déplacer pour augmenter la vitesse du turbo-compresseur (par exemple s'il a atteint le fond de sa course ou s'il rencontre un obstacle), la pression dans le ser- vo-cylindre 37 et par conséquent dans la conduite 87 et dans le cylindre
86 au-dessus du piston 85 augmente jusqu'à ce que le ressort 88 soit surmonté et la tige 89 descend. La descente de la tige 89 agir par l'intermé- diaire du tringlage 91, 78, 70,71, 72, 74 et 75 pour réduire l'arrivée du combustible au moteur jusqu'à une valeur appropriée à la pression de sura- limentation réduite.
La descente de la tige 89 agit aussi par l'intermé- diaire du ressort correcteur 90 pour fournir une poussée d'équilibrage sur le bras d'équilibre 48 en opposition à l'action du ressort correcteur 52 et par conséquent le bras 48 s'équilibre sous la pression de suralimentation réduite.
Une forme structurale de mécanisme différentiel épicycloïdal d'un type différent est représentée sur la figure 2. Sur cette figure,les éléments principaux qui correspondent aux éléments représentés sur la figure 1 sont désignés, pour la facilité, par les mêmes indices de référence. L'extrémité antérieure 15 du vilebrequin du moteur à pistons est montée coaxialement derrière les deux arbres d'hélice 9 et 10 et elle est accouplée à un pignon planétaire 16 qui est en prise avec la série des pignons satellites (dont un seul est représenté en 17) entourant le pignon planétaire et portés dans des paliers sur le plateau 14 qui est relié de manière rigide à l'arbre de l'hélice antérieure 9.
Les pignons satellites 17 sont aussi en prise avec la couronne à denture intérieure 18 qui est accouplée à l'arbre de l'hélice postérieure 10. Cependant, dans cet exem- ple, le pignon 12 sur l'arbre du turbo-compresseur 11 est disposé de manière à être en prise avec une couronne dentée 100 solidaire de la couronne 18 et l'ensemble du turbo-compresseur est donc directement accouplé à l'hélice postérieure 8 au lieu de l'hélice antérieure comme sur la figure 1.
L'hélice antérieure 7 est dans ce cas accouplée au plateau 14 et le rapport d'engrenages entre les trois principaux éléments tournants 16, 14 et 18 est donc modifié.
Les liaisons hydrauliques 23, 24, 30 et 31 entre les deux régulateurs 20 et 25 et les mécanismes de commande du pas des hélices 22 et 29 aboutissent à des gorges annulaires dans une partie fixe 101 faisant corps avec l'enveloppe 99 de la boite d'engrenages et le fluide sous pression est transmis par une série de forages radiaux dans un arbre intermédiaire 102 accouplé au pignon planétaire 16 (un de ces forages est désigné par 103) à quatre conduits concentriques à l'intérieur des arbres d'hélices formés par les pièces tubulaires 104, 105, 106 et 107 à l'intérieur de l'arbre d'hélice 9.
Un dispositif est également prévu pour obtenir une indication de la répartition du couple entre les différents éléments du mécanisme et dans le présent exemple puisque le rapport d'engrenages du mécanisme épicycloïdal est connu (c'est-à-dire le rapport du gain mécanique entre le vilebrequin 15 et le plateau 14 au gain mécanique entre le vilebrequin 15 et la couronne annulaire 18) il suffit simplement d'obtenir une indication du couple du vilebrequin.
A cette fin, l'extrémité antérieure du vilebrequin 15 est pourvue d'un flasque radial 108 constituant le plateau arrière d'un second train épicycloldal dont le plateau antérieur 109 est monté librement dans les paliers 110 supportés par une partie fixe de l'enveloppe
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et relié de manière rigide, par exemple au moyen de boulons ou de colonnettes, au plateau arrière 108. Un certain nombre de pignons satellites 111 sont espacés angulairement autour de cet ensemble de plateaux, chaque pignon satellite étant en prise avec un pignon planétaire 112 sur l'arbre intermédiaire 102 et par conséquent accouplé au pignon solaire 16 et aussi en prise avec une couronne de réaction 113 à denture intérieure.
Cette couronne de réaction 113 est reliée au moyen d'un boulon 114 à une tige de piston 115 reliée à un piston (non représenté) se trouvant dans un cylindre hydraulique 116. La pression créée dans ce cylindre 116 est amenée à tout mécanisme approprié indicateur ou de contrôle et comme ce mécanisme peut être de n'importe quel type connu, il ne sera pas décrit en détail.
Il est clair que le mécanisme différentiel peut prendre différentes formes suivant les conditions dans lesquelles doit fonctionner le groupe-moteur, les caractéristiques des machines motrices, le compresseur, les hélices et d'autres facteurs. Deux variantes simplifiées de mécanismes différentiels épicycloïdaux sont représentés à titre d'exemple sur les figures 3 et 4. Sur la figure 3, l'arbre 11 du turbo-compresseur est accouplé à un pignon 12 qui est en prise avec une couronne dentée 120 ac- couplée à un plateau 121 qui à son tour est accouplé de manière à tourner avec l'hélice postérieure 8. L'ensemble du turbo-compresseur est donc accouplé mécaniquement directement à l'hélice postérieure.
L'extrémité antérieure du vilebrequin du moteur 15 est accouplée à un premier pignon solaire 122 tandis qu'un second pignon solaire coaxial 123, dont le diamètre du cercle primitif est supérieur, est accouplé à l'hélice antérieure 7. Une série d'ensembles de pignons satellites tournent sur des arbres portés par un plateau 121, chaque ensemble de satellites comprenant une paire de pignons planétaires coaxiaux 124 et 125 de diamètres de cercle primitif différents faisant corps l'un avec l'autre et en prise respectivement avec les pignons planétaires 123 et 122. La puissance transmise par le vilebrequin 15 est donc répartie, suivant le gain mécanique du train d'engrenages, entre le pignon solaire 123 et le plateau 121 et par conséquent entre les deux hélices 7 et 8.
La disposition représentée sur la figure 4 correspond à la disposition de la figure 2 dans laquelle l'arbre 11 du turbo-compresseur et le pignon associé 12 sont en prise avec une couronne 100 accouplée à l'anneau denté 18 tandis que le vilebrequin 15 est accouplé au pignon planétaire 16.
REVENDICATIONS.
1. Groupe-moteur comprenant deux machines motrices,à sav oir un moteur à pistons à combustion interne et une turbine destinée à être actionnée par les gaz d'échappement du moteur à combustion interne, la turbine étant destinée à entraîner un compresseur qui fournit au moteur à pistons une charge gazeuse comprimée, caractérisé en ce qu'il comporte deux hélices tournant indépendamment dont l'une au moins est à pas variable, et un mécanisme de transmission différentiel, une des machines motrices étant destinée à entrâiner directement une des hélices tandis que la seconde machine motrice est accouplée à l'élément primaire du mécanisme différentiel dont les éléments secondaires sont accouplés respectivement à la seconde hélice et à l'ensemble comprenant la première machine motrice et l'hélice associée.
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MIXED ENGINE UNITS INCLUDING A PISTON ENGINE AND A TURBINE POWERED BY EXHAUST GASES.
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(having been submitted to a patent application filed in Great Britain on January 12, 1953 together at: ùē 'B BafKyM. PI A. McKeggie and H.R, Scott - declaration by the Applicant -Jo
This invention relates to mixed engine units of the type comprising an internal combustion piston engine and a turbine actuated by the engine exhaust gases, the turbine being intended to drive a compressor for compressing the gas charge supplied to the engine. the facility, we will call the piston engine and the turbine driving machines.
It has already been proposed to use such a power unit for propelling airplanes in combination with two propellers rotating independently and driven respectively by the engine and by the turbine.
In such arrangements, problems arise in adjusting the power of the piston engine and the turbine as a function of the power absorbed by the compressor and the propellers.
An object of the present invention is to provide an improved engine group of this type comprising two propellers rotating independently and which realizes in a simple and efficient manner the transmission of the power of the engine to the whole of the turbo-compressor, of the engine. required to give satisfactory service over the entire power range of the power unit.
A motor unit of the aforementioned type therefore comprises, according to the present invention, two propellers rotating independently, at least one of them being with variable pitch and a differential transmission mechanism, one of the driving machines being intended to drive one of the propellers while the second is coupled to the primary element of the differential mechanism, the secondary elements thereof being coupled respectively-
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ment to the second propeller and to the assembly comprising the first prime mover and its associated propeller
The power transmitted depends to a certain extent on the respective reaction loads exerted by the two propellers and according to another preferred feature of the invention, the two propellers are therefore of the variable pitch type and the group,
-motor comprises a device making it possible to vary the pitch of the propellers in order to vary the relationship between the powers available respectively to the two prime movers over the entire extent of their power.
The turbine is preferably coupled directly to one propeller and the piston engine is coupled to the other propeller via the differential mechanism and to the turbo-compressor assembly.
According to another aspect of the invention, the two propellers are of the variable pitch type and the internal combustion engine and the turbine are both provided with speed regulators controlling the actuating mechanism of the variable pitch associated with the respective propellers, the regulator of the piston engine being intended to vary the pitch of the propeller associated directly with the engine so as to aim to maintain the speed of the engine substantially constant for any given position of the main control unit while the regulator of the turbo-compressor is intended to vary the pitch of the other propeller and thus to control the speed of the turbine so as to maintain, as much as possible,
constant make-up pressure for any position of the main control unit.
In a preferred arrangement, the differential mechanism is of the epicyclic type and it comprises a first planetary gear driven by one of the prime movers and a second coaxial and independently rotating planetary gear coupled to one of the propellers, a chainring coupled to the other propeller and driven by the other prime mover and at least one set of planet gears carried by the plate and comprising two coaxial gears arranged so as to rotate together and in engagement respectively with the first and second planetary gears.
The motor unit may also include a torque meter associated with the differential mechanism and by means of which the distribution of the torque between the two propellers can be estimated.
The invention can be implemented in different ways; a specific embodiment applied to an aircraft propulsion unit will be described below, by way of example, with reference to the appended drawings in which: FIG. 1 is a schematic view of a complete engine unit including the main elements of the associated operating mechanism; Figure 2 is a partial sectional view of one form of differential mechanism which may be used with the invention and Figures 3 and 4 are scaled-down schematic sections of alternative differential mechanisms which may be used.
In Figure 1, the power unit comprises an internal combustion piston engine 1, a turbine driven by the exhaust gases 2 to which the gases are supplied by a pipe 3 and an axial current compressor 4 mounted coaxially with the turbine 2 and mechanically coupled with it, the compressor receiving air from the atmosphere through an intake 5 and delivering a charge of compressed gas through a supercharging duct 6.
Two variable-pitch propellers rotating in opposite directions 7 and 8 (hereinafter referred to as the anterior and posterior propellers respectively) come out mounted on inner and outer concentric propeller shafts 9 and
10 placed coaxially with the crankshaft 15 of the piston engine 1.
The shaft 11 of the turbo-compressor driven by a pinion 12 meshing with an externally toothed ring 13 forming one body with the plate
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14 of an ep3cycloidal differential mechanism, the plate 14 rotating with the inner propeller shaft 9 coupled to the front propeller 7. The front end of the crankshaft 15 of the piston engine 1 is coupled to a planetary pinion 16 which is engaged with a series of planet gears 17 carried by the plate 14. The planet gears 17 are also in engagement with an internally toothed annular crown 18 which is coupled to the outer propeller shaft 10 driving the propeller rear 8. The power of the crankshaft 15 is thus distributed between the plate 14 and the annular ring 18 and thence between the two propellers 7 and 8.
A "constant speed" regulator 20, driven by a pinion 21 in mesh with the pinion 12 on the turbo-compressor shaft, is intended to automatically control the pitch of the front propeller 7 by means of a control mechanism hydraulic pitch 22 of known type mounted in the propeller hub passing through two hydraulic conduits 23 and 24. A similar constant speed regulator 25, driven by the crankshaft 15 of the piston engine via a train of gears 26, 27 and 28 is similarly mounted to control the pitch of the rear propeller 8 by means of the pitch control mechanism 29 mounted in the hub of the propeller, through two hydraulic conduits 30 and 31.
Adjusting the speed of the regulator of the front propeller, 20, that is to say the speed of the turbo-compressor assembly which must be maintained by the variations in the pitch of the anterior propeller 7 driven directly by this assembly , is effected by an arm 32 connected by a system of rods 33, 34 and 35 to a servo-piston 36 located inside a servo cylinder 37. A pressurized hydraulic fluid is selectively supplied to both ends of the cylinder 37, from a source of pressurized fluid 38, by conduits 41 and 42 connected to a servo control valve body 39 containing a reversible valve piston 40 intended to selectively place the conduits 41 and 42 in communication with the pressure source or with the exhaust.
The valve piston 40 is integral with a rod 43 which is connected to a flexible diaphragm 44 mounted in a chamber 45, the upper part of the interior of the chamber above the diaphragm being connected to the make-up duct 6 by a pipe make-up socket 46. The other end of the valve piston 40 is connected to one side of a vacuum capsule 47, the other side of which is rigidly mounted on a fixed support. The valve piston 40 is therefore subjected to a load which varies with the absolute boost pressure supplied by the compressor 4 to the engine 1.
The rod 43 is articulated on a balance lever 48, one end of which is articulated on a fixed but adjustable fulcrum 49 whose position can vary at will to meet the operating characteristics of the motor unit while the other end of the lever is connected to a rod 50 which is controlled in principle by a boost adjustment cam 51 via a spring 52. The cam 51 is mounted on a rotary control shaft 53 which is actuated by a control lever. main control 54 under the manual control of the pilot of the airplane.
The balance lever 48 is therefore subjected in one direction to the thrust of the rod 43 which depends on the absolute supercharging pressure existing in the duct 6 and in the other direction to the action of the spring 52 which is determined by the position of the cam 51. The control valve 40 which follows the movements of the balance lever 48 therefore moves normally to actuate the servo-piston 36 and, consequently, the regulator 20 to control the pitch of the front propeller 7 and consequently the load and the speed of the whole of the turbocompressor so as to maintain the boost pressure at the value determined by the cam 51.
The speed adjustment of the second regulator 25 associated with the internal combustion engine 1 and the rear propeller 8 is controlled by a control arm 60 actuated by means of a linkage 61, 62 and 63 by a cam 64 of adjusting the speed of the mono-
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also on the control shaft 53. The regulator 25 controls the p as of the rear propeller 8 and therefore varies the load on the annular ring 18 of the epicyclic gear train. Since the speed of the platen 14 is controlled by the governor 20, the governor 25 therefore acts to control the speed of the piston engine.
As the engine 1 is of the fuel injection and compression ignition type, it is also necessary to control the quantity of fuel admitted into each cylinder of the engine per cycle in order to vary the power supplied and maintain the correct fuel / air ratio. . To this end, a fuel adjustment cam 65 is also mounted on the control shaft 53 and a pusher 66 cooperating with the cam 65 is connected by a rod 68 to a pivot 69 at an intermediate point of an arm d- balance 70. One end of the arm 70 is articulated to a connecting rod 71 which in turn is connected to an arm 72 of a sliding clutch 73 which is of the normal friction type under overload, the other arm 74 of which is articulated to a rod 75 controlling the fuel pump of the engine, shown schematically at 76.
The other end of the balance arm 70 is articulated at 77 to a link 78 and the pivot 77 is normally kept fixed (except under certain conditions which will be described below). For any adjustment of the engine speed determined by the position of the engine speed adjustment cam 64, the fuel adjustment cam 65 therefore acts on the fuel pump mechanism 76 to supply an appropriate amount of fuel to the fuel pump. engine 1.
It is also necessary to provide a device to reduce or cut off the fuel supply to the engine and thus stop the engine group if for any reason (for example the loss of a propeller) the speed of the whole turbo- compressor had to exceed a limit determined for example by mechanical considerations. To this end, an overspeed regulator of the turbine 79 is driven by the shaft 11 of the turbo-compressor by a pinion 80 in mesh with the pinion 21. When the speed of the turbine exceeds the limit, the regulator 79 sends fluid. hydraulic in the conduit 81 on one side of the fuel stop piston 82 connected to the rod 75 actuating the fuel pump mechanism 76.
The thrust of the piston 82 is sufficient to overcome the frictional resistance of the sliding clutch 73 so as to actuate the control rod 75 even if the linkage 72, 61, 70 and 68 is held fixed by the position of the adjustment cam fuel 65.
The control mechanism also includes a supercharging corrective mechanism which comes into action to reduce the arrival of fuel to engine 1 and to rebalance the balance lever 48 if the actual supercharging pressure falls below the value required by the position. boost adjustment cam 51. This situation can occur, for example, at altitudes above the critical altitude when the servo-piston 36 reaches the limit of its stroke and the turbo-compressor assembly is running at its speed limit but that nevertheless the boost pressure obtained in the duct 6 is lower than the pressure required for the power setting chosen because of the reduction in atmospheric pressure.
The supercharging corrector mechanism comprises a corrector piston 85 housed in a cylinder 86, the upper end of which is connected by a hydraulic duct 87 to the upper end of the servo cylinder 37 (that is to say the end of the servo cylinder at which pressurized fluid is admitted in order to increase the speed of the entire turbocharger). A stiff spring 88 is intended to act between the lower side of the corrector piston 85 and the adjacent end of the cylinder 86 and a rod 89 integral with the piston 85 is connected by a supercharging corrector spring 90 to the rod 50 and therefore to the balance lever 48. The rod 89 is also connected by the linkage 91, 78 to the balance arm 70 forming part of the fuel control mechanism.
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During normal operation, any drop in boost pressure below the selected pressure forces the rod 43 and therefore the valve 40 to rise to admit the pressurized fluid from the upper side of the servo-piston 36 and thereby increase the setting of the speed of the regulator 20 associated with the turbo-compressor until the increase in pressure on the diaphragm 44 returns the valve 40 to its middle position. Under these conditions, the spring 88 below the corrector piston 85 maintains the latter in its upper position.
However, if for some reason the piston 36 cannot move to increase the speed of the turbo-compressor (for example if it has reached the bottom of its stroke or if it encounters an obstacle), the pressure in the servo-cylinder 37 and consequently in the pipe 87 and in the cylinder
86 above piston 85 increases until spring 88 is overcome and rod 89 descends. The descent of the rod 89 acts through the intermediary of the linkage 91, 78, 70, 71, 72, 74 and 75 to reduce the arrival of fuel to the engine to a value appropriate to the boost pressure. scaled down.
The descent of the rod 89 also acts through the intermediary of the corrector spring 90 to provide a balancing thrust on the balance arm 48 in opposition to the action of the corrector spring 52 and therefore the arm 48 s'. equilibrium under reduced boost pressure.
A structural form of an epicyclic differential mechanism of a different type is shown in Fig. 2. In this figure, the main elements which correspond to the elements shown in Fig. 1 are designated, for convenience, by the same reference indices. The forward end 15 of the piston engine crankshaft is mounted coaxially behind the two prop shafts 9 and 10 and is coupled to a planetary gear 16 which is in mesh with the series of planet gears (only one of which is shown in 17) surrounding the planetary gear and carried in bearings on the plate 14 which is rigidly connected to the shaft of the front propeller 9.
The planet gears 17 are also engaged with the internal ring gear 18 which is coupled to the shaft of the posterior propeller 10. However, in this example, the pinion 12 on the shaft of the turbo-compressor 11 is. arranged so as to be in engagement with a toothed ring 100 integral with the ring 18 and the whole of the turbo-compressor is therefore directly coupled to the rear propeller 8 instead of the front propeller as in FIG. 1.
The front propeller 7 is in this case coupled to the plate 14 and the gear ratio between the three main rotating elements 16, 14 and 18 is therefore modified.
The hydraulic connections 23, 24, 30 and 31 between the two regulators 20 and 25 and the propeller pitch control mechanisms 22 and 29 end in annular grooves in a fixed part 101 forming part of the casing 99 of the gearbox. 'gears and the pressurized fluid is transmitted by a series of radial boreholes in an intermediate shaft 102 coupled to the planetary gear 16 (one of these boreholes is designated by 103) to four concentric ducts inside the propeller shafts formed by the tubular parts 104, 105, 106 and 107 inside the propeller shaft 9.
A device is also provided to obtain an indication of the distribution of the torque between the different elements of the mechanism and in the present example since the gear ratio of the epicyclic mechanism is known (that is to say the ratio of the mechanical gain between the crankshaft 15 and the plate 14 to the mechanical gain between the crankshaft 15 and the annular ring gear 18) it suffices simply to obtain an indication of the crankshaft torque.
To this end, the front end of the crankshaft 15 is provided with a radial flange 108 constituting the rear plate of a second epicyclic gear whose front plate 109 is freely mounted in the bearings 110 supported by a fixed part of the casing
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and rigidly connected, for example by means of bolts or balusters, to the rear plate 108. A number of planet gears 111 are angularly spaced around this set of plates, each planet gear being in mesh with a planetary gear 112 on it. the intermediate shaft 102 and therefore coupled to the sun gear 16 and also in engagement with a reaction ring 113 with internal teeth.
This reaction ring 113 is connected by means of a bolt 114 to a piston rod 115 connected to a piston (not shown) located in a hydraulic cylinder 116. The pressure created in this cylinder 116 is brought to any suitable indicator mechanism. or control and as this mechanism can be of any known type, it will not be described in detail.
It is clear that the differential mechanism can take different forms depending on the conditions under which the power unit has to operate, the characteristics of the prime movers, the compressor, the propellers and other factors. Two simplified variants of epicyclic differential mechanisms are shown by way of example in Figures 3 and 4. In Figure 3, the shaft 11 of the turbo-compressor is coupled to a pinion 12 which is engaged with a ring gear 120 ac. - Coupled to a plate 121 which in turn is coupled so as to rotate with the rear propeller 8. The entire turbo-compressor is therefore mechanically coupled directly to the posterior propeller.
The front end of the crankshaft of the engine 15 is coupled to a first sun gear 122 while a second coaxial sun gear 123, whose pitch circle diameter is greater, is coupled to the front propeller 7. A series of assemblies planet gears rotate on shafts carried by a plate 121, each set of planet gears comprising a pair of coaxial planetary gears 124 and 125 of different pitch circle diameters forming one with the other and in engagement respectively with the planetary gears 123 and 122. The power transmitted by the crankshaft 15 is therefore distributed, according to the mechanical gain of the gear train, between the sun gear 123 and the plate 121 and consequently between the two propellers 7 and 8.
The arrangement shown in Figure 4 corresponds to the arrangement of Figure 2 in which the shaft 11 of the turbo-compressor and the associated pinion 12 are engaged with a ring gear 100 coupled to the toothed ring 18 while the crankshaft 15 is coupled to the planetary gear 16.
CLAIMS.
1. Power unit comprising two driving machines, namely an internal combustion piston engine and a turbine intended to be actuated by the exhaust gases of the internal combustion engine, the turbine being intended to drive a compressor which supplies the engine. piston engine with a compressed gas charge, characterized in that it comprises two propellers rotating independently, at least one of which has a variable pitch, and a differential transmission mechanism, one of the driving machines being intended to directly drive one of the propellers while that the second driving machine is coupled to the primary element of the differential mechanism, the secondary elements of which are coupled respectively to the second propeller and to the assembly comprising the first driving machine and the associated propeller.