CH343805A - Installation de propulsion d'un aéronef - Google Patents

Description

  Installation de propulsion d'un aéronef    La présente invention a pour objet une installa  tion de propulsion d'un aéronef,     comprenant    un  compresseur d'air entraîné par turbine et une turbine  motrice, au moins une chambre de combustion  disposée entre le compresseur et la turbine motrice et  à laquelle le compresseur     fournit    l'air de combustion,  un réducteur de vitesse logé dans un carter disposé  du côté de la turbine motrice opposé à celui du com  presseur, avec son arbre d'entrée     relié    à ladite tur  bine et son arbre de sortie disposé du     côté    du carter  opposé à celui de la turbine motrice et fournissant  la puissance mécanique, et un dispositif pour sup  porter l'ensemble comprenant le compresseur,

   le dis  positif de combustion, la turbine et le réducteur par  une     partie    de cet ensemble située du côté de la tur  bine motrice opposé à celui du réacteur.  



  L'installation selon l'invention est caractérisée  en ce que le carter du réducteur est     accouplé    au fu  selage de l'aéronef de façon à transmettre à ce der  nier la réaction du couple à laquelle il est soumis.  



  Le dessin représente, à titre d'exemple, une forme  d'exécution de l'installation faisant l'objet de la pré  sente invention.  



  La     fig.    1 est une vue latérale fragmentaire de  cette forme d'exécution constituant l'installation de  propulsion d'un hélicoptère.  



  La     fig.    2 est une vue latérale à plus grande  échelle d'une     partie    de l'installation.  



  La     fig.    3 est une vue de la partie inférieure de  la     fig.    2 en direction de la flèche III.  



  La     fig.    4 est une coupe horizontale selon la ligne       1V-IV    de la     fig.    2.    La     fig.    5 est une coupe axiale à plus grande  échelle d'un détail de la     fig.    2.  



  L'installation de propulsion représentée comporte  un compresseur d'air axial, dont la     partie    supérieure  du carter est indiquée en A, l'air y pénétrant par la  partie     inférieure    et étant amené aux     parties    inférieures  des chambres de combustion disposées dans un car  ter B, d'où les produits de combustion passent dans  une turbine, dont le carter est indiqué en C et qui pré  sente une sortie annulaire entourée par une bride Cl.  Les rotors de la turbine et du compresseur sont     reliés     directement entre eux et l'arbre du rotor de la tur  bine est également relié à un arbre d'entrée     Ll    d'un  réducteur dont le carter D est supporté par la bride  Cl par quatre bras radiaux E.

   Chaque bras radial E  est fixé par son extrémité intérieure au carter D du  réducteur et, par son extrémité extérieure, à un tas  seau El solidaire de la bride Cl. Le carter D est logé  en partie dans les cavités d'un dispositif d'échappe  ment constitué par une section d'entrée approximati  vement circulaire, indiquée en F, d'où partent deux  conduits latéraux FI qui aboutissent à des     ouvertures          F2.    Deux des bras E passent par un espace F3 en  tre les conduits FI, tandis que les autres bras traver  sent ces conduits dans des manchons     E2.     



  L'ensemble comprenant le compresseur, le dispo  sitif de combustion, la turbine et le réducteur est  supporté par un châssis composé de trois supports  tubulaires G,     Gl    et     G2,    pivotés chacun à son extré  mité intérieure dans un tasseau     solidaire    du carter,  comme indiqué en     G3,    et à son extrémité extérieure  dans une membrure G4 du     fuselage    de l'hélicoptère,  ces     supports    tubulaires étant disposés de     telle        sorte     que leurs axes se coupent en un point H situé au      centre de gravité de l'ensemble ou près de ce centre.

    Tout le poids de l'ensemble est ainsi absorbé par  les     supports    G,     Gl    et     G2,    qui constituent le châssis  principal du turbopropulseur.  



  Un. accouplement de transmission du couple J  présente une     partie    extérieure     Jl    munie d'une cou  ronne de dents     J2    dirigées     radialement    vers le centre,  cette partie     Jl    étant     fixée    à la     partie    supérieure du       carter    D.

   Les dents     J2    sont en prise avec des. dents J3  solidaires d'une partie intérieure J4 de l'accouplement  fixée au     carter    K d'un réducteur de l'hélicoptère,  lui-même fixé au fuselage     G5.    L'accouplement de  transmission du couple J     comporte    également une  bague d'étanchéité J5 qui coopère avec un manchon  JE solidaire de la     partie        J4.        L'accouplement    J peut  transmettre la réaction du couple du carter D du  réducteur au fuselage     G5    par l'intermédiaire du car  ter K tout en n'ayant pas à     supporter    le poids no  table de l'ensemble.  



  L'arbre de     sortie        L2    du réducteur D attaque par  un     accouplement    à mâchoires     L3    l'arbre d'entrée     Kl     du réducteur K de l'hélicoptère, dont l'arbre de     sortie     principal K72 entraîne le rotor GO de     l'hélicoptère    et,  dont un arbre de     sortie    auxiliaire     K3,    entraîne le  rotor d'empennage (non représenté).  



  Pendant le fonctionnement, tandis que le poids  du turbopropulseur est absorbé par le châssis G,     Gl     et     G2,    la réaction du couple est transmise par le car  ter D du réducteur, par     l'intermédiaire    de l'accouple  ment J et du carter K au     fuselage        G5,    de telle façon  qu'aucune réaction de couple appréciable n'ait à  être transmise du carter D du réducteur; par     l'inter-          médiaire    des connexions E et El au     carter    C de la  turbine, ou par aucune des parties très chaudes, telles  que les conduits d'échappement, la turbine et la ou  les chambres de combustion.  



  Dans une variante le     compresseur    pourrait être  entraîné par une turbine distincte de la turbine mo  trice.  



  D'autre     part,    l'installation décrite pourrait égale  ment être celle de n'importe quel aéronef, notam  ment celle d'un avion.

Claims (1)

1. REVENDICATION Installation de propulsion d'un aéronef, compre nant un compresseur d'air entraîné par turbine et une turbine motrice, au moins une chambre de combus tion disposée entre le compresseur et la turbine mo trice et à laquelle le compresseur fournit l'air de com bustion, un réducteur de vitesse logé dans un carter disposé du côté de la turbine motrice opposé à celui du compresseur, avec son arbre d'entrée relié à la dite turbine et son arbre de sortie disposé du côté du carter opposé à celui de la turbine motrice et fournissant la puissance mécanique, et un dispositif pour supporter l'ensemble comprenant le compres seur, le dispositif de combustion,

   la turbine et le réducteur par une partie de cet ensemble située du côté de la turbine motrice opposé à celui du réduc teur, caractérisée en ce que le carter du réducteur est accouplé au fuselage de l'aéronef de façon à transmettre à ce dernier la réaction du couple à la quelle il est soumis. SOUS-REVENDICATIONS 1. Installation selon la revendication, caractérisée en ce que ladite turbine motrice entraîne également le compresseur. 2. Installation selon la revendication, caracté risée en ce que le compresseur est entraîné par une turbine distincte de la turbine motrice. 3.

   Installation selon la revendication, caractérisée en ce que le carter du réducteur est accouplé au fuse lage par un accouplement comprenant une partie soli daire du carter disposée coaxialernent à l'arbre de sortie du réducteur et comportant une série annulaire de griffes, et une partie reliée rigidement au fuselage et comportant une série annulaire de griffes qui co opèrent avec les griffes de la partie mentionnée en premier lieu. 4.

   Installation selon la revendication, caractérisée en ce que le carter du réducteur est accouplé au fu selage par une liaison rigide.