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La présente invention se rapporte à un dispositifde commande pour groupes moteurs du type à combustion interne, c'est-à-dire du type comprenant une turbine à combustion o un moteur alternatif à combustion interne, dont au moins une grande partie de la puissance développée est transmise par l'intermédiaire d'un mécanisme de transmission et dont la puissance développée est normalement commandée par l'alimentation en com- bustible d'une ou plusieurs chambres de combustion. L'invention s'applique particulièrement, mais pas exclusivement, aux groupes moteurs servant à la propulsion d'avions, et spécialement à ceux comprenant une turbine à combus- tion, et aux groupes moteurs qui comportent, associé à leur mécanisme de transmission mécanique, un dispositif sensible au couple transmis par celui- ci.
Un but de l'invention est de réduire le risque ou l'ampleur des dégâts qu'un tel groupe moteur peut subir en cas de panne de certains de ses éléments pendant son fonctionnement, et par conséquent de réduire le risque de danger pour la vie humaine et de dégâts pour l'avion ou autre structure ou équipement, sur ou dans lesquels le groupe moteur est instal- lé.
Suivant un aspect de la présente invention, dans un dispositif de commande pour un groupe moteur du type à combustion interne comprenant un mécanisme de transmission transmettant au moins une grande partie de la puissance développée par le groupe et auquel est associé un dispositif sen- sible au couple ainsi transmis, et un dispositif pour la commande normale du groupe moteur par réglage de l'alimentation de combustible de la chambre de combustion ou des chambres de combustion de celui-ci, il est prévu un dispositif± par lequel, si le couple est réduit en substance ou touche à zéro ou est inversé en direction quand le dispositif de commande normal se trouve dans une position correspondant à une transmission de couple substan- tiel par le mécanisme de transmission,
l'alimentation de combustible est automatiquement et en substance immédiatement réduite ou coupée.
Si pendant le fonctiorinement, il y a une baisse anormale du cou- ple transmis, par exemple à une valeur zéro, ou une inversion du couple, due à la rupture d'une pièce où à une autre cause, l'alimentation en com- bustible est automatiquement et en substance immédiatement réduite ou cou- pée et le risque d'autres dégâts au groupe, ou à la structure ou l'équipe- ment qui en sont voisins, ainsi que le danger d'exposer des vies humains sont ainsi réduits.
Suivant un autre aspect de l'invention, un dispositif de comman- de pour groupe moteur du type décrit comprend un dispositif sensible au couple transmis, associé au mécanisme de transmission et conçu de façon à signaler une chute du couple transmis si celui-ci touche en dessous d'une valeur prédéterminée dans le sens normal de transmission du coupleun dis- positif de commande principal du groupe moteur destine à commander la puis- sance développée par celui-ci en variant l'alimentation de combustible des chambres de combustion et comprenant un élément de commande principal dont le réglage détermine la puissance normale développée par le groupe moteur, une commande de secours d'alimentation de combustible et une liaison entre le dispositif sensible au couple transmis et cette commande de secours,
agencée de façon à au moins réduire sensiblement ou à couper complètement d'alimentation de combustible des chambres de combustion dès que le coupel transmis tombe en dessous de la valeur prédéterminée, et un dispositif as- socié à l'élément de commande principal pour rendre la commande de secours d'alimentation de combustible inopérante et se substituer à celle-ci quand le réglage de l'élément de commande principal correspond à une puissance développée normale moindre que la valeur prédéterminée.
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L'invention s'applique aussi particulièrement aux groupes moteurs d'hélicoptères à réaction, du type comprenant une turbine à combustion et un mécanisme de transmission du couple à l'hélice ( pour la propulsion nor- male en marche avant) par lequel une partie de la puissance développée par la turbine à combustion est transmise à l'hélice, un compresseur auxiliai- re entraîné aussi par la turbine à combustion et destiné à fournir de l'air comprimé à la tête de rotor de l'hélicoptère quand du combustible peut être brûlé dans des brûleurs aux extrémités du rotor ou dans le conduit d'échappement de la turbine.
Dans ce cas, le dispositif de commande est avantageusement agencé de manière à réduire l'alimentation de combustible des chambres de combustion à une valeur juste suffisante pour entraîner le compresseur auxiliaire afin de permettre à l'hélicoptère de faire un atterrissage de fortune.
De toute manière, l'invention s'applique particulièrement aux groupes moteurs dont le mécanisme de transmission comprend un différentiel ayant un élément d'entrée, un élément de sortie et un troisième élément de réaction dont la rotation est freinée par l'effet d'une pression hydrau- lique dans une ou plusieurs chambres faisant partie d'un dispositif hydrau- lique sensible au couple, ainsi qu'un dispositif sensible à la pression am - biante dans ces chambres et conçu pour réduire l'alimentation defcombusti- ble quand la pression ambiante correspond à une valeur de couple transmis moindre que la valeur prédéterminée.
Ainsi, si le dispositif hydraulique sensible au couple transmis est réalisé et agencé pour que sous des conditions normales le couple soit équilibré par le maintien d'une différence appropriée entre les pressions agissant en sens opposés, sur 1 élément de réaction ou un organe relié à celui-ci, le dispositif réduisant ou coupant l'alimentation en combustible peut être agencé pour être commandé par une différence anormale de pression.
Dans un groupe moteur comprenant un dispositif sensible au cou- ple transmis, tel que décrit dans le Brevet n 526865 de la Demanderesse, la disposition peut être telle que, tandis que le couple exercé sur l'élé- ment de réaction est équilibré par le maintien d'une différence de pression appropriée entre les chambres hydrauliques dans lesquelles les pressions s'exercent respectivement en sens opposés sur l'élément de réaction, les deux pressions changent suivant des lois prédéterminées qui apparaissent dans la transmission d'un couple, et dans ce cas, il est donc possible de faire en sorte que le dispositif servant à réduire ou couper l'alimentation de combustible soit actionné à cet effet quand l'une des pressions seule- ment prend une valeur anormale.
A titre d'exemple, dans un dispositif sensible au couple trans- mis tel que décrit dans le Brevet n 526865, le pression dans les cham- bres dans lesquelles, pendant le fonctionnement normal, la pression hydrau- lique la plus basse est maintenue, peut être substantielle pour un cou- ple de valeur zéro et peut, par un accroissement du couple partant de la valeur zéro, descendre relativement vite en dessous d'une valeur au-dessus de laquelle elle ne remonte plus pendant le restant-de la gamme du couple développé par le groupe moteur.
Dans ce cas, il est possible de faire en sorte que le dispositif servant à réduire ou couper l'alimentation de com- bustible en présence de conditions anormales soit actionné quand, le com- mande normale de combustible étant réglée pour le développement d'une puis- sance normale, la pression hydraulique la plus basse en question dépasse la valeur mentionnéeo
L'invention peut être réalisée sous différentes formes, dont l'une sera maintenant décrite à titre d'exemple avec références aux dessins annexés dans lesquels:
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La figure 1 est une représentation schmatique en coupe d'un moteur d'avion à turbo-proulseur, comprenant un dispositif de commande suivant l'invention.
La figure 2 est un graphique montrant les variations de pression hydraulique par rapport aux variations de couple.
Les figures 3 et 4 sont des représentations schématiques montrant la combinaison de générateurs de gaz et de moteurs turbo-propulseurs conve- nant pour hélicoptères à réaction.
Dans le premier exemple, l'installation motrice est du type à turbine libre et comprend un compresseur à courant axial 1, une série de chambres de combustion 2 et une turbine 3 déchargeant dans une tuyère 4 de laquelle les gaz d'échappement sortent en un jet propulseur. La turbine est du type à trois étages, les deux premiers étages étant prévus sur un premier rotor de turbine 5 couplé au rotor-du compresseur 1. Le dernier étage de la turbine est prévu sur un second rotor de turbine 6 couplé par l'intermédiaire d'un arbre 7 et d'un réducteur différentiel 8, à une hé- lice 9. L'hélice est du type à pas variable et comprend un dispositif de commande de pas indiqué de façon générale en 10 qui peut être de n'impor- te quel type connu.
Le combustible est admis dans les chambres de com- bustion 2 par une série de brûleurs 11 qui sont représentés, schématique- ment, reliés à un anneau de distribution 12.
Le réducteur 8 comprend un pignon central 13 monté sur l'arbre 7, une série de satellites jumelés 14 attaqués par le pignon central 13 et par une couronne dentée intérieurement 15, ces satellites jumelés étant montés sur un plateau 16 solidaire de l'arbre 17 porteur de l'hélice 9.
Le réducteur 8 est aussi montré en coupe au haut de la figure 1 pour rendre l'illustration plus claire. La couronne 15 constituant l'élé- ment de réaction du différentiel est reliée de façon rigide à un bras 20 relié par articulations à une tige de piston et de distribution combinée 21. La tige 21 porte un piston à double effet 22 pouvant se déplacer dans un cylindre 23, muni d'un bourrage 24 aux deux extrémités par lesquelles sort la tige. L'autre extrémité de la tige 21 se prolonge dans un distri- buteur 25 pourvu d'un orifice d'admission 26 où le fluide hydraulique est admis à une pression relativement élevée et de deux orifices d'échappement 27 et 28 disposés de part et d'autre de l'admission. Les extrémités oppo- sées du distributeur sont mises à l'atmosphère par des ouvertures 29.
La partie de la tige comprise dans le distributeur 25'porte quatre bagues 30, 31, 32 et 33 et le distributeur est aussi muni d'orifices de commande 34 et 35, en communication respectivement avec les extrémités opposées du cylindre 23 du piston.
La disposition et les dimensions des bagues 31,32 et des orifices 34 et 35 sont telles que, le dispositif étant en position "sans couple" comme le montre la figure 1, les deux orifices 34 et 35 sont juste mis en communication avec l'orifice d'admission de pression 26. Une pression égale et de valeur relativement basse est établie dans les deux comparti- ments A et B du cylindre et le piston 22 ainsi que la tige 21 restent stationnaires. A mesure que le couple transmis par le réducteur 8 aug- mente, la couronne dentée 15 tend à se déplacer et le mouvement résultant de la tige 21 découvre davantage l'un des orifices 34 ou 35.
Comme la largeur des bagues 31 et 32 est sensiblement moins grande que celle des orifices'34 et 35, l'ouverture effective de l'autre orifice n'est réduite initialement qu'après le passage de la bague de l'autre c8té de l'orifice.
De plus, il y aura une certaine fuite entre le piston 22 et la paroi, de l'un à l'autre des compartiments A et B du cylindre ce qui tend à réduire les pressions de part et d'autre du piston, quoique la pression dans le
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compartiment A devienne progressivement moindre que la pression dans le com- partiment B, comme le montre la figure 2. La différence de pressions ré- sultante agit sur le piston 22, maintenant en place la tige 21 et par con- séquent, la couronne 15.
Le compartiment A est en communication par un conduit 40 avec un servo-moteur 41 contenant un servo-piston 42 solidaire d'une tige 43.
Une face du piston 42 est soumise à la pression du conduit 40 tandis que l'autre face est soumise à la pression d'un ressort 44 contenu dans le servo-moteur. La tige 43 sort du moteur de ce côté par une ouverture munie d'un bourrage et son autre extrémité attaque un dispositif de contact électrique, montré de façon générale en 45, conçu pour qu'un déplacement de la tige, comprimant le ressort 44? ferme une paire de contacts électri- ques 46 et 47. Ces contacts font partie d'un circuit électrique associé au dispositif 10 de commande du pas de l'hélice 9, qui met les pales de l'hélice "en drapeau?' à la fermeture des contacts 46 et 47 pour empêcher l'hélice d'autogyrer.
Au milieu de la tige 43 est articulé par une extrémité un levier 48, articulé lui-même en son milieu au bras de commande 49 d'un robinet de commande de combustible 50 intercalé dans le circuit d'alimentation des brûleurs 11. L'autre extrémité du levier 48 est reliée à un levier de commande à main 51. On voit donc qu'un déplacement de la tige 43 vers la droite, c'est-à-dire dans le sens comprimant le ressort 44, ferme les con- tacts 46, 47 et actionne le robinet de commande combustible 50 pour ré- duire ou couper l'arrivée de combustible par le conduit d'alimentation à l'anneau de distribution 12 et aux brûleurs 11. Le robinet peut aussi être commandé à la main par le levier 51.
Le robinet 50 peut aussi, si on le désire, servir de robinet purgeur, et dans ce cas il purge automatiquement l'anneau de distribution en même temps qu'il ferme le conduit d'alimentation, afin de vidanger tout combustible restant encore dans l'anneau de distributions
Un robinet de substitution de commande 52 est aussi intercalé dans la conduite 40 entre le compartiment A et le cylindre du servo-mo- teur 41 et est relié au levier de commande de puissance 53 du pilote de façon à empêcher le dispositif de commande automatique de couper l'alimen- tation de combustible quand le levier de puissance 53 est réglé sur une faible puissance, par exemple au démarrage o Le robinet 52 est fermé quand le levier principal de puissance se trouve réglé entre les positions 53 et 53a,
mais quand le levier de puissance est déplacé dans le sens convenable pour augmenter la puissance, vers la position de puissance totale, le ro- binet 52 s'ouvre et le dispositif de commande automatique est mis en cir- cuit et fonctionnera quand se présenteront les conditions requises de fai- ble couple prédéterminé.
Le graphique montré sur la figure 2 représente des variations de pression dans les compartiments A et B, correspondant aux variations du couple transmis par le réducteur 80 On voit que pour un couple d'une valeur zéro, les pressions C dans A et B sont égales et que, à mesure que le couple grandit, les deux pressions tombent d'abord, la pression dans A tombant plus bas que la pression dans B. La pression dans le comparti- ment B tend à remonter pour une augmentation du couple, et la pression dans le compartiment A remonte aussi lentement, à mesure que la valeur du couple transmis tend vers un maximum, mais sur toute l'étendue de fonction- nement du moteur, la pression dans le compartiment A est toujours infé- rieure à la pression initiale C existant pour un couple de valeur zéro.
En le calculant de façon appropriée, on peut faire en sorte que le dispo- sitif fonctionne seulement quand la pression dans A dépasse une pression
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telle que D, moindre que la pression C. Ceci n'arrivera que quand la valeur du couple tombe sous une valeur prédéterminée.
On comprendra que.le dispositif fonctionne aussi si le couple est inversé, comme cela peut arriver par exemple en cas de rupture d'éléments dans la turbine même ou de panne de transmission entre la turbine et le ré- ducteur 8, dans ce cas, l'hélice 9 autogyrerait et aurait tendance à entrai- ner la turbine par l'intermédiaire du réducteur.
Les deux variantes de réalisation du groupe moteur montrées sur les figures 3 et 4 comprennent toutes les deux une turbine à gaz du type turbo-propulseur avec un compresseur auxiliaire situé à l'arrière de la tur- bine et entraîné par celle-ci. Dans la réalisation montrée sur la figure
3, le compresseur auxiliaire est conçu pour fournir de l'air comprimé au rotor de l'hélicoptère, où du combustible sera brûlé avec l'air dans des brûleurs montés aux extrémités des pales du rotor. Le gaz propulseur ain- si produit est utilisé sous forme de jets réacteurs sortant par des tuyères aux extrémités des pales pour donner la force ascensionnelle tandis que l'hélice à l'avant du groupe moteur sert à la propulsion normale en marche avant.
La forme et la construction du rotor de l'hélicoptère ne font pas partie de la présente invention et ne seront seront donc pas décrites de façon détaillée.
Dans la réalisation montrée sur la figure 3, la turbine à gaz comprend un compresseur de premier étage 60, relié par un arbre 61 à un ro- tor de turbine de deuxième étage, et un compresseur de deuxième étage 63 relié par un arbre creux 64, livrant passage à l'arbre 61, à un rotor de turbine 65 de premier étage.
Une série de chambres de combustion 66 sont prévues entre le compresseur et la turbine et le combustible est admis à ces chambres par un anneau de distribution 67 et des brûleurs 68 au moyen d'un robinet 69 correspondant au robinet 50 de la figure 1, L'avant du compresseur 60 du premier étage est accouplé, par l'intermédiaire d'un ré- ducteur épicyclique, montré de façon générale en 70, à une hélice à pas va- riable 71 comprenant un dispositif de commande de pas 72, et le réducteur 70 est réalisé et agencé de la même façon que celui de l'exemple montré sur la figure 1, comprenant des circuits hydrauliques de commande pour ac- tionner automatiquement le robinet 69 et le dispositif de commande de pas 72 quand le couple transmis par le réducteur prend une valeur plus faible que la valeur prédéterminée.
L'arrière du rotor de turbine 62 du second étage est accouplé par l'intermédiaire d'une transmission hydraulique 73 à un compresseur auxiliaire 74 situé derrière la turbine, et l'air fourni par ce compresseur est amené dans un conduit 75 d'où il part vers le rotor de l'hélicoptère comme mentionné ci-dessus. Les gaz-d'échappement de la turbine sont évacu- és à l'extérieur par un conduit 790
Il est clair que dans le cas d'un hélicoptère, il n'est pas in- diqué de réduire l'alimentation de combustible à zéro.si le couple trans- mis par le réducteur 70 tombe, puisque l'alimentation du rotor del'hélicop- tère en gaz propulseur constitue le seul moyen de maintenir la force ascen- sionnelle.
Il est donc préférable que, dans ce cas, le robinet 69 ne ré- duise l'alimentation de combustible qu'à une valeur assurant l'admission de gaz propulseur en quantité suffisante pour permettre à l'hélicoptère d'attérrir.
De plus, quand le groupe moteur comprend une turbine libre qui n'est accouplée à aucun dispositif externe absorbant de la puissance, et par conséquent ne se trouve pas sons la commande du dispositif sensible au couple transmis, il est désirable de prévoir un dispositif de commande supplémentaire pour régler la vitesse de rotation de la turbine.
Dans la
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réalisation représentée sur la figure 3, l'équipage en forme de bobine comprenant le compresseur 63 de second étage et le rotor de turbine 65 de premier étage n'est pas accouplé à un dispositif externe absorbant de la puissance, mais entraîne par l'intermédiaire d'un train d'engrenages 76 un régulateur de vitesse de la turbine et une pompe à combustible 77 qui entrent en action quand la vitesse de rotation de l'équipage 63, 65 dé- passe une valeur prédéterminéeo Le régulateur 77 peut être agencé pour actionner le robinet de combustible 69 et/ou le dispositif de commande du pas de l'hélice 720
Une autre forme de réalisation montrée sur la figure 4 est fondamentalement semblable à celle montrée sur la figure 3 et les mêmes chiffres de référence, affectés d'un indice, désignent des parties corres- pondantes.
Dans cette réalisation, la turbine comprend un compresseur simple 80 entraîné par une turbine 81, cet équipage turbo-compresseur é- tant conçu pour entraîner l'hélice 72' et le compresseur auxiliaire 74'.
De plus, dans ce cas, le compresseur 74' ainsi que l'échappement de la turbine 80 déchargent dans le conduit 75' menant à la tête de rotor de l'hélicoptère. Le dispositif de commande est conçu, comme dans la for- me de réalisation de la figure 3, pour réduire l'alimentation de combus- tible à une valeur encore suffisante pour entraîner le compresseur auxi- liaire, permettant à l'hélicoptère de faire un atterrissage de fortune, si le couple transmis par le réducteur 70'descend sous la valeur prédé- terminée .
La présente invention sert à empêcher un groupe moteur du genre décrit de s'emballer ou de continuer à fonctionner en cas de panne du mécanisme de transmission ou d'une autre panne ayant pour résultat de supprimer ou de réduire anormalement de façon sensible le. . couple trans- mis quand les commandes ordinaires sont réglées pour un fonctionnement à puissance normale.
De plus, quand le groupe moteur sert à la propulsion d'un avion et que le mécanisme de transmission entraîne une hélice, le dispositif coupant l'alimentation de combustible, peut aussi servir à mettre l'hélice en drapeau, empêchant ainsi celle-ci d'autogyrer.
Il est clair que l'invention s'applique aux groupes moteurs de tous types du genre décrit, comprenant les groupes moteurs à turbine à combustion du type turbine libre ou d'autres types, peu importe le ty- pe de mécanisme de transmissiono REVENDICATIONS.