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WO2022162315A1 - Turbomachine pour un aéronef comprenant des machines électriques - Google Patents

Turbomachine pour un aéronef comprenant des machines électriques Download PDF

Info

Publication number
WO2022162315A1
WO2022162315A1 PCT/FR2022/050148 FR2022050148W WO2022162315A1 WO 2022162315 A1 WO2022162315 A1 WO 2022162315A1 FR 2022050148 W FR2022050148 W FR 2022050148W WO 2022162315 A1 WO2022162315 A1 WO 2022162315A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
shaft
intermediate shaft
turbomachine
turbine
rotating assembly
Prior art date
Application number
PCT/FR2022/050148
Other languages
English (en)
Inventor
Clément RAUCOULES
Boris Pierre Marcel MORELLI
Jordane Emile André Peltier
Original Assignee
Safran Transmission Systems
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Transmission Systems filed Critical Safran Transmission Systems
Publication of WO2022162315A1 publication Critical patent/WO2022162315A1/fr

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Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/02—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants
    • B64D35/021—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants for electric power plants
    • B64D35/022—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants for electric power plants of hybrid-electric type
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/02—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants
    • B64D35/021—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants for electric power plants
    • B64D35/022—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants for electric power plants of hybrid-electric type
    • B64D35/023—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants for electric power plants of hybrid-electric type of series-parallel type
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/30—Aircraft characterised by electric power plants
    • B64D27/33—Hybrid electric aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • TITLE TURBOMACHINE FOR AN AIRCRAFT COMPRISING ELECTRIC MACHINES
  • the invention relates to the technical field of turbomachines for aircraft.
  • the turbomachines according to the invention are turboprops or turbogenerators.
  • a turbine engine for an aircraft typically comprises a gas turbine.
  • the gas turbine conventionally comprises a turbine shaft extending along a longitudinal axis.
  • the gas turbine comprises from upstream to downstream, in the direction of gas flow along the longitudinal axis, a compressor, at least one annular combustion chamber and a turbine, the compressor and the turbine being driven by the turbine shaft.
  • turbomachine may for example be a turboprop or a turbogenerator.
  • a turboprop comprises, upstream of the gas turbine, a propulsion propeller arranged around a propeller shaft which is driven in rotation by the turbine shaft.
  • At least one electric generator is arranged upstream of the gas turbine.
  • Aircraft and/or turbomachines are generally equipped with various electrical equipment which must be supplied with electrical energy. Also, certain operating phases of the turbomachine require i an alternative energy supply to that provided by the gas turbine. In this context, it is known to equip aircraft turbomachines with reversible electric machines. Reversible electric machines are machines that work both as a generator and as a motor. They thus allow an injection of mechanical power on the shaft of the turbine according to the needs of the turbomachine from an electrical power and to take mechanical power, which will be transformed into electricity to supply the electrical equipment of the aircraft. and/or the turbomachine itself.
  • WO-A1-2019155173 describes for example a turboprop comprising a gas turbine extending along a longitudinal axis.
  • the gas turbine according to this document comprises, from upstream to downstream, a propeller, a low pressure compressor, a high pressure compressor, an annular combustion chamber, a high pressure turbine and a low pressure turbine.
  • the propeller is connected to the low pressure compressor and the low pressure turbine by a low pressure turbine shaft and the high pressure compressor is connected to the high pressure turbine by a high pressure turbine shaft.
  • the turboprop further comprises a first reversible electric machine connected by a first transmission to the low-pressure shaft and a second reversible electric machine connected to the high-pressure shaft by a second transmission.
  • the first and second electric machines respectively comprise a power transmission shaft extending along an axis of rotation which is parallel to the longitudinal axis of the gas turbine.
  • turboprop configuration is not entirely satisfactory.
  • Electric machines have the disadvantage of having a large form factor, the form factor designating the ratio between the length and the diameter of the machine.
  • the axial size of the turbomachine is significant due to the integration of the electric machine on the low shaft pressure with a power transmission shaft extending parallel to the longitudinal axis.
  • the need for high power and the requirements for redundancy tend to multiply the number of electrical machines in the turbomachine.
  • the aforementioned configuration is not suitable for the presence of a plurality of electrical machines connected to the same shaft because the axial size of the turbomachine would be too great.
  • the juxtaposition of electric machines in the turbomachine whose transmission shafts extend parallel to the longitudinal axis of the turbomachine would considerably increase the radial size of the turbomachine.
  • the invention proposes a turbomachine for an aircraft, comprising: a gas turbine comprising a turbine shaft extending along a longitudinal axis, a first electric machine comprising a first power transmission shaft having an axis of rotation extending substantially radially with respect to the longitudinal axis, a second electric machine comprising a second power transmission shaft having an axis of rotation extending substantially radially with respect to the longitudinal axis, at least one mechanical transmission module connecting the first and second electric machines to the gas turbine, the mechanical transmission module comprising: an intermediate shaft connected to the turbine shaft and on which is mounted a first bevel gear, the intermediate shaft extending along the longitudinal axis and in the extension of the turbine shaft, a first input gear mounted on one end of the first transmission shaft and cooperating with the first bevel gear, and a second input gear mounted on one end of the second transmission shaft and cooperating with the first bevel gear.
  • the turbomachine comprises two electric machines connected to the gas turbine by the same mechanical transmission module.
  • the mechanical transmission module has an intermediate shaft which extends in the extension of the shaft of the turbine.
  • the intermediate shaft comprises a bevel gear which meshes with the input gear of the transmission shaft of the first electric machine and with the input gear of the transmission shaft of the second electric machine.
  • the transmission shafts of each of the electric machines extend radially with respect to the longitudinal axis of the gas turbine. The axial bulk of the turbomachine according to the invention is therefore reduced and the power requirement is satisfied by the presence of at least two electric machines connected to the turbine shaft.
  • the turbomachine according to the invention may comprise one or more of the following characteristics, taken separately from each other or in combination with each other:
  • the axes of rotation of the first and second transmission shafts are located in the same plane perpendicular to the longitudinal axis, and together form a V;
  • the intermediate shaft is arranged between the gas turbine and a rotating assembly which is able to be coupled and uncoupled from the intermediate shaft;
  • a system for coupling and uncoupling the rotating assembly to the intermediate shaft comprising a sliding member connected to the rotating assembly or to the intermediate shaft, the sliding member being configured to be moved in translation between a first position in which I rotating assembly and I intermediate shaft are coupled and a second position in which they are uncoupled from each other;
  • disengageable connecting means comprising a movable member between a first position in which the rotating assembly is coupled to the intermediate shaft and a second position in which the rotating assembly is uncoupled from the intermediate shaft and attached to the stator;
  • the turbine shaft is connected to the intermediate shaft by a freewheel mechanism configured so that the turbine shaft drives the intermediate shaft when the turbine shaft rotates at a rotational speed greater than that of the intermediate shaft, and so that the intermediate shaft is free to rotate when the intermediate shaft rotates at a rotational speed greater than that of the turbine shaft;
  • the intermediate shaft comprises a first portion on which is arranged the first bevel gear and a second portion on which is arranged a second bevel gear, the first and second input gears cooperating both with the second bevel gear and the first bevel gear;
  • the transmission module comprises a casing, the first and second electrical machines being fixed to the casing;
  • the turbomachine forms a turboprop or a turbogenerator.
  • Figure 1 is a schematic representation of an aircraft turbine engine according to a first embodiment of the invention
  • Figure 2 is a schematic representation of an aircraft turbine engine according to a second embodiment of the invention
  • Figure 3 is a sectional view passing through the plane A-A of Figures 1 and 2;
  • Figure 4 is a schematic view of a particular embodiment of the intermediate shaft
  • Figure 4a is a schematic view of an embodiment of a mechanical connection between the intermediate shaft and the turbine shaft in a first mode of operation
  • Figure 4b is a schematic view of the mechanical connection between the intermediate shaft and the turbine shaft of Figure 4a in a second mode of operation;
  • FIG.5a Figure 5a is a schematic view of an embodiment of a mechanical connection between the mechanical speed reducer and the intermediate shaft of the turbomachine of Figure 1 in a first position;
  • Figure 5b is a schematic view of the example of mechanical connection between the mechanical speed reducer and the intermediate shaft of the turbomachine of Figure 5a, in a second position;
  • FIG.6 is a schematic view of another embodiment of a mechanical connection between the mechanical speed reducer and the intermediate shaft of the turbomachine of Figure 1,
  • Figure 7a is a schematic view of an embodiment of a mechanical speed reducer that can equip the turbomachine of Figure 1;
  • Figure 7b is a schematic view of another embodiment of a mechanical speed reducer that can be fitted to the turbomachine of Figure 1;
  • Figure 7c is a schematic view of another embodiment of a mechanical speed reducer that can equip the turbomachine of Figure 1;
  • Figure 7d is a schematic view of another embodiment of a mechanical speed reducer that can equip the turbomachine of Figure 1;
  • Figure 7e is a schematic view of another embodiment of a mechanical speed reducer that can equip the turbomachine of Figure 1.
  • FIGS. 1 and 2 represent examples of turbomachines 1, 1 'for aircraft according to the invention.
  • the turbomachine 1, 1′ comprises a gas turbine 2 in which gases flow in a direction F.
  • upstream and downstream are understood in relation to the direction of gas flow in the turbomachine 1, 1′.
  • the turbomachine 1, 1′ further comprises a rotating assembly 15 arranged upstream of the gas turbine 2.
  • the gas turbine 2 comprises a turbine shaft 3 which extends along a longitudinal axis A.
  • the gas turbine 2 also comprises, from upstream to downstream, a compressor 4, a combustion chamber 5 and a turbine 6.
  • the compressor 4 and turbine 6 are connected by turbine shaft 3.
  • the gas turbine 2 comprises, from upstream to downstream, a low pressure compressor and a high pressure compressor, a combustion chamber, a high pressure turbine and a low pressure turbine.
  • the low pressure compressor and the low pressure turbine are connected by a low pressure turbine shaft, and the high pressure compressor and the high pressure turbine are connected by a high pressure turbine shaft.
  • the turbine shaft 3 according to the invention can thus be the low pressure or high pressure turbine shaft.
  • the turbomachine 1, 1' further comprises a first electric machine 7a and a second electric machine 7b.
  • the first one electric machine 7a and the second electric machine 7b are arranged axially between the rotating assembly 15 and the gas turbine 2.
  • the first electric machine 7a functions as a generator and/or motor and the second electric machine 7b functions as a generator and/or motor.
  • the first and second electrical machines 7a, 7b are reversible.
  • they can function as a generator, that is to say they allow the conversion of mechanical energy taken from the turbomachine 1, 1 'into electrical energy to supply various components of the turbomachine 1, 1' and / or the aircraft and as a motor so as to convert electrical energy into mechanical energy which is injected into the turbomachine 1, 1 '.
  • the first and second electrical machines 7a, 7b have a form factor of between 1 and 2.
  • the form factor here represents the ratio between the length and the diameter of the electrical machines 7a, 7b.
  • the first electric machine 7a comprises a first transmission shaft 8a and the second electric machine 7b comprises a second transmission shaft 8b.
  • the first and second transmission shafts 8a, 8b respectively have an axis of rotation B, B' extending substantially radially with respect to the longitudinal axis A.
  • the axes of rotation B, B 'of the first and second transmission shafts 8a, 8b are located in the same plane perpendicular to the longitudinal axis A and together form a V.
  • Such a configuration of the first and second electric machines 7a, 7b makes it possible to reduce the axial size of the turbomachine 1, 1'.
  • the first and second electrical machines 7a, 7b each further comprise an envelope 9a, 9b mounted around the transmission shaft 8a, 8b.
  • the turbomachine 1, 1' also comprises a mechanical transmission module 10 making it possible to connect the first and second electric machines 7a, 7b to the gas turbine 2.
  • the transmission module mechanism 10 is removable and thus constitutes an assembly independent of the gas turbine 2.
  • the first and second electrical machines 7a, 7b can be integrated into the mechanical transmission module 10.
  • the mechanical transmission module 10 is connected to the assembly formed by the gas turbine 2 by removable fastening means such as screws. Such a configuration facilitates the assembly of the turbine engine 1, 1' in the aircraft.
  • the mechanical transmission module 10 comprises an intermediate shaft 11 connected to the turbine shaft 3 on the one hand and able to be connected to the rotating assembly 15 on the other hand.
  • the intermediate shaft 11 comprises for example a first end coupled to the turbine shaft 3 and a second opposite end capable of being coupled to the rotating assembly 15.
  • the intermediate shaft 11 is located in the extension of the shaft of turbine 3 and thus extends along the longitudinal axis A upstream of the gas turbine 2.
  • the intermediate shaft 11 thus constitutes an independent portion of the turbine shaft 3.
  • Such a configuration makes it possible to easily adapt the transmission chain according to the desired applications by decoupling or not the turbine shaft 3 of the first and second electrical machines 7a, 7b for example and/or by decoupling the gas turbine 2 from the rotating assembly 15.
  • the mechanical transmission module 10 further comprises according to the invention, a first bevel gear 12a mounted on the intermediate shaft 11, a first input gear 13a mounted on one end of the first transmission shaft 8a and a second input gear. input 13b mounted on one end of the second transmission shaft 8b.
  • the first and second input gears 13a, 13b are tapered.
  • the first bevel pinion 12a meshes with the first and second input pinions 13a, 13b thus ensuring the transmission between the intermediate shaft 11 and the transmission shafts 8a, 8b while guaranteeing a small axial bulk.
  • the intermediate shaft 11 comprises a first portion 11a on which is arranged the first bevel gear 12a and a second portion 11b on which is arranged a second bevel gear 12b.
  • the first portion 11 a and the second portion 11 b are distant I from I another.
  • the first portion 11a is capable of being coupled to the turbine shaft 3 and the second portion 12b is capable of being coupled to the rotating machine 15.
  • the first and second input pinions 13a, 13b cooperate both with the second bevel gear 12b and the first bevel gear 12a.
  • This configuration has the advantage of allowing rotation of the first portion 11a in a direction opposite to that of the second portion 11b in order to reverse the direction of rotation of the rotary machine 15 with respect to the direction of rotation of the turbine shaft 3 and transmission shafts 8a, 8b without modifying their architecture.
  • the transmission module 10 comprises a casing (not shown) in which is arranged the intermediate shaft 11 and the first and second input pinions 13a, 13b.
  • the first and second electric machines 7a, 7b are for example fixed to this casing via the casings 9a, 9b.
  • the casing of the transmission module 10 is also fixed to a casing of the gas turbine 2 by the removable fixing means.
  • the rotating assembly 15 includes a drive shaft 150.
  • the rotating assembly 15 is able to be coupled and uncoupled from the intermediate shaft 11.
  • the turbomachine 1, 1 comprises a coupling and uncoupling system 16 of the rotating assembly 15 at the intermediate shaft 11.
  • the coupling and uncoupling system 16 comprises a sliding member 17 connected to the intermediate shaft 11 or to the rotating assembly 15 and configured to be moved in translation between a first position in which the intermediate shaft 11 and the drive shaft 150 are coupled as shown in Figure 5a and a second position in which they are uncoupled as shown in Figure 5b.
  • the sliding member 17 comprises for example a connecting shaft 17a movable in translation and mounted around the drive shaft 150.
  • the coupling and uncoupling system 16 advantageously comprises an actuator 18 making it possible to control the movement of the sliding member 17.
  • the connection 17a and I intermediate shaft 11 cooperate for example by splines, facial teeth, friction cones, or any other means of connection.
  • the coupling and uncoupling system 16 thus makes it possible to uncouple the intermediate shaft 11 from the drive shaft 150 if necessary.
  • the rotating assembly 15 is stopped.
  • Such a configuration is targeted during the phases of electrical generation on the ground or in the event of failure of the rotating assembly 15 for which the electrical machines 7a, 7b then operate as a generator, that is to say they take electricity.
  • the rotating assembly 15 when the rotating assembly 15 is in the second position, that is to say that it is uncoupled from the intermediate shaft 11, the rotating assembly 15 is connected to an annular stator (not shown) of the turbomachine 1, 1 'by disengageable connecting means 19.
  • the disengageable connecting means comprise for example a movable member between a first position in which the drive shaft 150 is coupled to the intermediate shaft 11 and a second position in which the drive shaft 150 is uncoupled from the intermediate shaft 11 and fixed to the annular stator.
  • the movable member is for example arranged around an annular flange 19a mounted on the sliding shaft 17a.
  • the rotating assembly 15 can thus be braked. According to this mode, the electrical machines 7a, 7b make it possible to slow down the rotation of the rotating assembly 15 by tapping off power and the disengageable connecting means allow the mechanical blocking.
  • the turbine shaft 3 is connected to the intermediate shaft 11 by a freewheel mechanism 14.
  • the freewheel mechanism 14 is by example a freewheel mechanism with ossicles. However, anyone which freewheel mechanism could be used.
  • the freewheel mechanism 14 allows the turbine shaft 3 to drive the intermediate shaft 11 when the turbine shaft 3 rotates at a rotational speed higher than that of the intermediate shaft 11 as shown in Figure 4a .
  • the gas turbine 2 provides power to the rotating assembly 15 and the electrical machines 7a, 7b take power from the turbine shaft 3 or provide power to the rotating assembly 15 which is coupled to the intermediate shaft 11.
  • the intermediate shaft 11 When the intermediate shaft 11 has a speed of rotation greater than the speed of rotation of the turbine shaft 3 then the intermediate shaft 11 does not drive the turbine shaft 3 as can be seen in FIG. 4b, the shaft intermediate 11 is free to rotate.
  • the electrical machines 7a, 7b provide power to the rotating assembly 15 which is coupled to the intermediate shaft 11 or the rotating assembly 15 provides power to the electrical machines 7a, 7b while the turbine gas 2 is off.
  • This configuration is particularly targeted during the phases of electric taxiing on the ground or during recharging of batteries during the descent phases.
  • the turbomachine 1 is a turboprop engine.
  • the rotating assembly 15 comprises a mechanical speed reducer 20 arranged between a propulsion propeller 21 and the intermediate shaft 11 .
  • the propulsion propeller 21 is for example unducted. It comprises a rotating hub 21a on which blades 21b are arranged.
  • the drive shaft 150 drives the propulsion propeller 21 in rotation according to this first mode.
  • the pitch angle of the blades 21b can be fixed or variable.
  • the turboprop may include two unducted contra-rotating propellers (not shown).
  • the mechanical speed reducer 20 allows the propulsion propeller 21 to rotate at a reduced speed compared to that of the turbine shaft 3.
  • the speed of rotation of the drive shaft 150 is lower than the speed of rotation of the turbine shaft 3.
  • the mechanical speed reducer 20 can be of the planetary type with single teeth or double teeth, planetary with single or double teeth or else with intermediate lines.
  • the mechanical speed reducer 20 comprises a crown, a solar able to be coupled or uncoupled from the intermediate shaft 11, satellites which cooperate with the crown and the solar and a carrier satellites.
  • the mechanical speed reducer 20 of the planetary type has double teeth.
  • the ring gear is connected to the drive shaft 150 and the planet carrier is fixed.
  • the planetary-type mechanical speed reducer 20 is double-toothed.
  • the mechanical speed reducer 20 has intermediate lines, one line being coupled to the drive shaft 150 and another being able to be coupled or uncoupled from the intermediate shaft 11.
  • the turbomachine 1' is a turbogenerator.
  • turbogenerator is meant a turbomachine in which the gas turbine is connected to at least one generator.
  • the rotating assembly 15 thus comprises a generator such as a pump.
  • the turbomachine 1, 1 comprises a third electric machine.
  • the third electric machine is arranged for example in the lower part of the turbomachine 1, 1'.
  • the turbomachine 1, 1′ comprises four electric machines and two mechanical transmission modules, each mechanical transmission module connecting two electric machines according to the configuration described above.
  • the invention offers the possibility of arranging a plurality of electric machines 7a, 7b on the same turbine shaft 3 while minimizing the axial and radial bulk of the turbomachine 1, 1′.
  • the turbomachine 1.1′ can therefore have a higher power while having a reduced size.
  • the gas turbine 2 drives the electrical machines 7a, 7b and the propulsion propeller 21,
  • the gas turbine 2 only drives the electrical machines 7a, 7b, when the propulsion propeller 21 is stationary, in particular thanks to the coupling and uncoupling system 16,
  • the electrical machines 7a, 7b inject power to assist the gas turbine 2 to drive the propulsion propeller 21,
  • the electrical machines 7a, 7b are driven by the propulsion propeller 21 when the gas turbine 2 is stopped. Finally, the electrical machines 7a, 7b have high speeds of rotation. According to the invention, they are positioned on the intermediate shaft 11 and therefore on the high speed part of the turbomachine 1, 1'.
  • the electric machines 7a, 7b having high speeds of rotation they are driven according to the invention by the intermediate shaft 11 which also has a high speed of rotation. It is therefore not necessary to multiply the speeds of rotation which simplifies the configuration of the turbomachine 1, 1 'unlike the configurations in which the electric machines are connected to the low speed part of the turbomachine.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
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Abstract

L'invention concerne une turbomachine (1, 1') pour un aéronef, comprenant une turbine à gaz (2), une première machine électrique (7a) comprenant un premier arbre de transmission de puissance (8a) présentant un axe de rotation (B) s'étendant sensiblement radialement par rapport à l'axe longitudinal (A), une seconde machine électrique (7b) comprenant un second arbre de transmission de puissance (8b) présentant un axe de rotation (B') s'étendant sensiblement radialement par rapport à l'axe longitudinal (A), au moins un module de transmission mécanique (10) reliant les première et seconde machines électriques (7a, 7b) à la turbine à gaz (2), le module de transmission mécanique (10) comprenant : un arbre intermédiaire (11) relié à l'arbre de turbine (3) et sur lequel est monté un premier pignon conique (12a), un premier pignon d'entrée (13a) monté sur une extrémité du premier arbre de transmission (8a) et coopérant avec le premier pignon conique (12a), et un second pignon d'entrée (13b) monté sur une extrémité du second arbre de transmission (8b) et coopérant avec le premier pignon conique (12a).

Description

DESCRIPTION
TITRE : TURBOMACHINE POUR UN AERONEF COMPRENANT DES MACHINES ELECTRIQUES
Domaine technique de l'invention
L’invention concerne le domaine technique des turbomachines pour aéronefs. En particulier, les turbomachines selon l’invention sont des turbopropulseurs ou turbogénérateurs.
Arrière-plan technique
L’état de la technique est illustré par les documents EP-A1 -3 543 516 et EP- A1 -3 335 995.
Une turbomachine pour aéronef comprend typiquement une turbine à gaz. La turbine à gaz comprend classiquement un arbre de turbine s’étendant selon un axe longitudinal. La turbine à gaz comprend d’amont en aval, dans le sens d’écoulement des gaz le long de l’axe longitudinal, un compresseur, au moins une chambre de combustion annulaire et une turbine, le compresseur et la turbine étant entraînés par l’arbre de turbine.
Il existe différentes catégories de turbomachines équipant les aéronefs qui se distinguent notamment par leurs architectures spécifiques. Ainsi, la turbomachine peut être par exemple un turbopropulseur ou un turbogénérateur.
Un turbopropulseur comprend en amont de la turbine à gaz, une hélice de propulsion agencée autour d’un arbre d’hélice qui est entrainé en rotation par l’arbre de turbine.
Dans le cas d’un turbogénérateur, au moins une génératrice électrique est agencée à l’amont de la turbine à gaz.
Les aéronefs et/ou les turbomachines sont généralement équipés de divers équipements électriques qui doivent être alimentés en énergie électrique. Aussi, certaines phases de fonctionnement de la turbomachine nécessitent i un apport d energie alternatif a celui apporte par la turbine a gaz. Dans ce cadre, il est connu d’équiper les turbomachines d’aéronef de machines électriques réversibles. Les machines électriques réversibles sont des machines qui fonctionnent à la fois comme un générateur et comme un moteur. Elles permettent ainsi une injection de puissance mécanique sur l’arbre de la turbine selon les besoins de la turbomachine à partir d’une puissance électrique et de prélever de la puissance mécanique, qui sera transformée en électricité pour alimenter les équipements électriques de l’aéronef et/ou de la turbomachine elle-même.
Le document WO-A1 -2019155173 décrit par exemple un turbopropulseur comprenant une turbine à gaz s’étendant selon un axe longitudinal. La turbine à gaz selon ce document comprend d’amont en aval, une hélice, un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, une chambre de combustion annulaire, une turbine haute pression et une turbine basse pression. L’hélice est reliée au compresseur basse pression et à la turbine basse pression par un arbre de turbine basse pression et le compresseur haute pression est relié à la turbine haute pression par un arbre de turbine haute pression.
Selon ce document, le turbopropulseur comprend en outre une première machine électrique réversible reliée par une première transmission à l’arbre basse pression et une seconde machine électrique réversible reliée à l’arbre haute pression par une seconde transmission. Les première et seconde machines électriques comprennent respectivement un arbre de transmission de puissance s’étendant selon un axe de rotation qui est parallèle à l’axe longitudinal de la turbine à gaz.
Une telle configuration du turbopropulseur ne donne pas entière satisfaction. Les machines électriques ont l’inconvénient de présenter un facteur de forme important, le facteur de forme désignant le rapport entre la longueur et le diamètre de la machine. Ainsi, l’encombrement axial de la turbomachine est important du fait de l’intégration de la machine électrique sur l’arbre basse pression avec un arbre de transmission de puissance s etendant parallèlement à l’axe longitudinal.
En outre, le besoin de puissance élevé et les exigences de redondance tendent à multiplier le nombre de machines électriques dans la turbomachine. Or, la configuration précitée n’est pas adaptée à la présence d’une pluralité de machines électriques reliées au même arbre car l’encombrement axial de la turbomachine serait trop important. Aussi, la juxtaposition de machines électriques dans la turbomachine dont les arbres de transmission s’étendent parallèlement à l’axe longitudinal de la turbomachine augmenterait considérablement l’encombrement radial de la turbomachine.
Ainsi, il existe un besoin de fournir une turbomachine pour un aéronef dont la puissance est augmentée tout en présentant un encombrement réduit.
Résumé de l'invention
A cet effet, l’invention propose une turbomachine pour un aéronef, comprenant : une turbine à gaz comprenant un arbre de turbine s’étendant selon un axe longitudinal, une première machine électrique comprenant un premier arbre de transmission de puissance présentant un axe de rotation s’étendant sensiblement radialement par rapport à l’axe longitudinal, une seconde machine électrique comprenant un second arbre de transmission de puissance présentant un axe de rotation s’étendant sensiblement radialement par rapport à l’axe longitudinal, au moins un module de transmission mécanique reliant les première et seconde machines électriques à la turbine à gaz, le module de transmission mécanique comprenant : un arbre intermédiaire relié à l’arbre de turbine et sur lequel est monté un premier pignon conique, l’arbre intermédiaire s’étendant selon l’axe longitudinal et dans le prolongement de l’arbre de turbine, un premier pignon d entree monte sur une extrémité du premier arbre de transmission et coopérant avec le premier pignon conique, et un second pignon d’entrée monté sur une extrémité du second arbre de transmission et coopérant avec le premier pignon conique.
Selon l’invention, la turbomachine comprend deux machines électriques reliées à la turbine à gaz par un même module de transmission mécanique. En particulier, le module de transmission mécanique présente un arbre intermédiaire qui s’étend dans le prolongement de l’arbre de la turbine. L’arbre intermédiaire comprend un pignon conique qui engrène avec le pignon d’entrée de l’arbre de transmission de la première machine électrique et avec le pignon d’entrée de l’arbre de transmission de la seconde machine électrique. Ainsi, selon l’invention, les arbres de transmission de chacune des machines électriques s’étendent radialement par rapport à l’axe longitudinal de la turbine à gaz. L’encombrement axial de la turbomachine selon l’invention est par conséquent réduit et le besoin en puissance est satisfait par la présence d’au moins deux machines électriques reliées à l’arbre de turbine.
La turbomachine selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- les axes de rotation des premier et second arbres de transmission sont situés dans un même plan perpendiculaire à l’axe longitudinal, et forment ensemble un V ;
- l’arbre intermédiaire est agencé entre la turbine à gaz et un ensemble tournant qui est apte à être couplé et désaccouplé de l’arbre intermédiaire ;
- un système d’accouplement et de désaccouplement de l’ensemble tournant à l’arbre intermédiaire comprenant un organe coulissant relié à l’ensemble tournant ou à l’arbre intermédiaire, l’organe coulissant étant configuré pour être déplacé en translation entre une première position dans laquelle I ensemble tournant et I arbre intermediaire sont couples et une seconde position dans laquelle ils sont désaccouplés l’un de l’autre ;
- l’ensemble tournant est relié à un stator annulaire par des moyens de liaison débrayables comportant un organe mobile entre une première position dans laquelle l’ensemble tournant est couplé à l’arbre intermédiaire et une seconde position dans laquelle l’ensemble tournant est désaccouplé de l’arbre intermédiaire et fixé au stator ;
- l’arbre de turbine est relié à l’arbre intermédiaire par un mécanisme de roue libre configuré pour que l’arbre de turbine entraîne l’arbre intermédiaire lorsque l’arbre de turbine tourne à une vitesse de rotation supérieure à celle de l’arbre intermédiaire, et pour que l’arbre intermédiaire soit libre en rotation lorsque l’arbre intermédiaire tourne à une vitesse de rotation supérieure à celle de l’arbre de turbine ;
- l’arbre intermédiaire comprend une première portion sur laquelle est agencée le premier pignon conique et une seconde portion sur laquelle est agencée un second pignon conique, les premier et second pignons d’entrée coopérant à la fois avec le second pignon conique et le premier pignon conique ;
- le module de transmission comprend un carter, les première et seconde machines électriques étant fixées au carter ;
- le module de transmission mécanique est amovible ;
- la turbomachine forme un turbopropulseur ou un turbogénérateur.
Brève description des figures
D’autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui suit d’un mode de réalisation non limitatif de l’invention en référence aux dessins annexés sur lesquels :
[Fig.1] la figure 1 est une représentation schématique d’une turbomachine d’aéronef selon un premier exemple de réalisation de l’invention ; [Fig.2] la figure 2 est une representation schématique d une turbomachine d’aéronef selon un second exemple de réalisation de l’invention ;
[Fig.3] la figure 3 est une vue en coupe passant par le plan A-A des figures 1 et 2 ;
[Fig.4] la figure 4 est une vue schématique d’un mode de réalisation particulier de l’arbre intermédiaire ;
[Fig.4a] la figure 4a est une vue schématique d’un exemple de réalisation d’une liaison mécanique entre l’arbre intermédiaire et l’arbre de turbine dans un premier mode de fonctionnement ;
[Fig.4b] la figure 4b est une vue schématique de la liaison mécanique entre l’arbre intermédiaire et l’arbre de turbine de la figure 4a dans un second mode de fonctionnement ;
[Fig.5a] la figure 5a est une vue schématique d’un exemple de réalisation d’une liaison mécanique entre le réducteur mécanique de vitesse et l’arbre intermédiaire de la turbomachine de la figure 1 dans une première position ; [Fig.5b] la figure 5b est une vue schématique de l’exemple de liaison mécanique entre le réducteur mécanique de vitesse et l’arbre intermédiaire de la turbomachine de la figure 5a, dans une seconde position ;
[Fig.6] la figure 6 est une vue schématique d’une autre exemple de réalisation d’une liaison mécanique entre le réducteur mécanique de vitesse et l’arbre intermédiaire de la turbomachine de la figure 1 ,
[Fig.7a] la figure 7a est une vue schématique d’un exemple de réalisation d’un réducteur mécanique de vitesse pouvant équiper la turbomachine de la figure 1 ;
[Fig.7b] la figure 7b est une vue schématique d’un autre exemple de réalisation d’un réducteur mécanique de vitesse pouvant équiper la turbomachine de la figure 1 ;
[Fig.7c] la figure 7c est une vue schématique d’un autre exemple de réalisation d’un réducteur mécanique de vitesse pouvant équiper la turbomachine de la figure 1 ; [Fig.7d] la figure 7d est une vue schématique d un autre exemple de réalisation d’un réducteur mécanique de vitesse pouvant équiper la turbomachine de la figure 1 ;
[Fig.7e] la figure 7e est une vue schématique d’un autre exemple de réalisation d’un réducteur mécanique de vitesse pouvant équiper la turbomachine de la figure 1 .
Description détaillée de l'invention
Les figures 1 et 2 représentent des exemples de turbomachines 1 , 1 ’ pour aéronef selon l’invention. La turbomachine 1 , 1 ’ comprend une turbine à gaz 2 dans laquelle s’écoule des gaz selon une direction F.
Dans la suite de la description, les termes « amont » et « aval » sont entendus par rapport au sens d’écoulement des gaz dans la turbomachine 1 , 1 ’.
La turbomachine 1 , 1 ’ comprend en outre un ensemble tournant 15 agencé à l’amont de la turbine à gaz 2.
La turbine à gaz 2 comprend un arbre de turbine 3 qui s’étend selon un axe longitudinal A. La turbine à gaz 2 comprend par ailleurs d’amont en aval, un compresseur 4, une chambre de combustion 5 et une turbine 6. Le compresseur 4 et la turbine 6 sont reliés par l’arbre de turbine 3.
Selon un autre exemple de réalisation non représenté, la turbine à gaz 2 comprend d’amont en aval, un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, une chambre de combustion, une turbine haute pression et une turbine basse pression. Le compresseur basse pression et la turbine basse pression sont reliés par un arbre de turbine basse pression et le compresseur haute pression et la turbine haute pression sont reliés par un arbre de turbine haute pression. L’arbre de turbine 3 selon l’invention peut ainsi être l’arbre de turbine basse pression ou haute pression.
La turbomachine 1 , 1 ’ selon l’invention comprend en outre une première machine électrique 7a et une seconde machine électrique 7b. La première machine electnque 7a et la seconde machine electnque 7b sont agencées axialement entre l’ensemble tournant 15 et la turbine à gaz 2.
La première machine électrique 7a fonctionne en tant que générateur et/ou moteur et la seconde machine électrique 7b fonctionne en tant que générateur et/ou moteur. Préférentiellement, les première et seconde machines électriques 7a, 7b sont réversibles. Ainsi, elles peuvent fonctionner en tant que générateur, c’est-à-dire qu’elles permettent la conversion d’énergie mécanique prélevée dans la turbomachine 1 , 1 ’ en énergie électrique pour alimenter divers organes de la turbomachine 1 , 1 ’ et/ou de l’aéronef et en tant que moteur de façon à convertir de l’énergie électrique en énergie mécanique qui est injectée dans la turbomachine 1 , 1 ’. Les première et seconde machines électriques 7a, 7b présentent un facteur de forme compris entre 1 et 2. Le facteur de forme représente ici le rapport entre la longueur et le diamètre des machines électriques 7a, 7b.
La première machine électrique 7a comprend un premier arbre de transmission 8a et la seconde machine électrique 7b comprend un second arbre de transmission 8b. Les premier et second arbre de transmission 8a, 8b présentent respectivement un axe de rotation B, B’ s’étendant sensiblement radialement par rapport à l’axe longitudinal A.
Préférentiellement, et comme mieux visible sur la figure 3, les axes de rotation B, B’ des premier et second arbres de transmission 8a, 8b sont situés dans un même plan perpendiculaire à l’axe longitudinal A et forment ensemble un V.
Une telle configuration des première et seconde machines électriques 7a, 7b permet de réduire l’encombrement axial de la turbomachine 1 , 1 ’.
Les premières et seconde machines électriques 7a, 7b comprennent en outre chacune une enveloppe 9a, 9b montée autour de l’arbre de transmission 8a, 8b.
Selon l’invention, la turbomachine 1 , 1 ’ comprend en outre un module de transmission mécanique 10 permettant de relier les première et seconde machines électriques 7a, 7b à la turbine à gaz 2. Le module de transmission mécanique 10 est amovible et constitue ainsi un ensemble indépendant de la turbine à gaz 2. Les première et seconde machines électriques 7a, 7b peuvent être intégrées au module de transmission mécanique 10. Le module de transmission mécanique 10 est relié à l’ensemble formé par la turbine à gaz 2 par des moyens de fixation amovibles tels que des vis. Une telle configuration facilite le montage de la turbomachine 1 , 1 ’ dans l’aéronef.
Le module de transmission mécanique 10 comprend un arbre intermédiaire 11 relié à l’arbre de turbine 3 d’une part et apte à être relié à l’ensemble tournant 15 d’autre part. L’arbre intermédiaire 11 comprend par exemple une première extrémité couplée à l’arbre de turbine 3 et une seconde extrémité opposée apte à être couplée à l’ensemble tournant 15. L’arbre intermédiaire 11 est situé dans le prolongement de l’arbre de turbine 3 et s’étend ainsi selon l’axe longitudinal A à l’amont de la turbine à gaz 2. L’arbre intermédiaire 11 constitue ainsi une portion indépendante de l’arbre de turbine 3. Une telle configuration permet d’adapter facilement la chaine de transmission selon les applications souhaitées en découplant ou non l’arbre de turbine 3 des première et seconde machines électriques 7a, 7b par exemple et/ou en découplant la turbine à gaz 2 de l’ensemble tournant 15.
Le module de transmission mécanique 10 comprend en outre selon l’invention, un premier pignon conique 12a monté sur l’arbre intermédiaire 11 , un premier pignon d’entrée 13a monté sur une extrémité du premier arbre de transmission 8a et un second pignon d’entrée 13b monté sur une extrémité du second arbre de transmission 8b. Les premier et second pignons d’entrée 13a, 13b sont coniques. Le premier pignon conique 12a engrène avec les premier et second pignons d’entrée 13a, 13b assurant ainsi la transmission entre l’arbre intermédiaire 11 et les arbres de transmission 8a, 8b en garantissant un faible encombrement axial.
En référence à la figure 4, avantageusement, l’arbre intermédiaire 11 comprend une première portion 11 a sur laquelle est agencée le premier pignon conique 12a et une seconde portion 11 b sur laquelle est agencée un second pignon conique 12b. La première portion 11 a et la seconde portion 11 b sont distantes I une de I autre. La premiere portion 11 a est apte a etre couplée à l’arbre de turbine 3 et la seconde portion 12b est apte à être couplée à la machine tournante 15. Aussi, les premier et second pignons d’entrée 13a, 13b coopèrent à la fois avec le second pignon conique 12b et le premier pignon conique 12a. Cette configuration présente l’avantage de permettre une rotation de la première portion 11 a selon un sens opposé à celui de la seconde portion 11 b afin d’inverser le sens de rotation de la machine tournante 15 par rapport au sens de rotation de l’arbre de turbine 3 et des arbres de transmission 8a, 8b sans modifier leur architecture.
Avantageusement, le module de transmission 10 comprend un carter (non représenté) dans lequel est agencé l’arbre intermédiaire 11 et les premier et second pignons d’entrée 13a, 13b. Les première et seconde machines électriques 7a, 7b sont par exemple fixées à ce carter via les enveloppes 9a, 9b. En outre, le carter du module de transmission 10 est également fixé à un carter de la turbine à gaz 2 par les moyens de fixation amovibles. L’ensemble tournant 15 comprend un arbre d’entrainement 150.
Avantageusement, l’ensemble tournant 15 est apte à être couplé et désaccouplé de l’arbre intermédiaire 11. A cet effet, la turbomachine 1 , 1 ’ comprend un système d’accouplement et de désaccouplement 16 de l’ensemble tournant 15 à l’arbre intermédiaire 11. Comme mieux visible sur les figures 5a et 5b, le système d’accouplement et de désaccouplement 16 comprend un organe coulissant 17 relié à l’arbre intermédiaire 11 ou à l’ensemble tournant 15 et configuré pour être déplacé en translation entre une première position dans laquelle l’arbre intermédiaire 11 et l’arbre d’entrainement 150 sont couplés comme visible sur la figure 5a et une seconde position dans laquelle ils sont désaccouplés comme visible sur la figure 5b. L’organe coulissant 17 comprend par exemple un arbre de liaison 17a mobile en translation et monté autour de l’arbre d’entrainement 150.
Le système d’accouplement et de désaccouplement 16 comprend avantageusement un actionneur 18 permettant de commander le déplacement de l’organe coulissant 17. Dans la première position, l’arbre de liaison 17a et I arbre intermediaire 11 coopèrent par exemple par des cannelures, dentures faciales, cônes de friction, ou tout autre moyen de liaison.
Le système d’accouplement et de désaccouplement 16 permet ainsi de désaccoupler au besoin l’arbre intermédiaire 11 de l’arbre d’entrainement 150. Dans cette configuration, la turbine à gaz 2 apporte de la puissance aux machines électriques 7a, 7b alors que l’ensemble tournant 15 est à l’arrêt. Une telle configuration est visée lors des phases de génération électrique au sol ou en cas de défaillance de l’ensemble tournant 15 pour laquelle les machines électriques 7a, 7b fonctionnent alors comme générateur, c’est-à- dire qu’elles prélèvent de l’énergie mécanique sur l’arbre intermédiaire 11 fournit par la turbine à gaz 2 pour alimenter en électricité des composants de l’aéronef ou de la turbomachine 1 , 1 ’.
En outre, avantageusement et en référence à la figure 6, lorsque l’ensemble tournant 15 est dans la seconde position, c’est-à-dire qu’il est désaccouplé de l’arbre intermédiaire 11 , l’ensemble tournant 15 est relié à un stator annulaire (non représenté) de la turbomachine 1 , 1 ’ par des moyens de liaison débrayables 19. Les moyens de liaison débrayables comprennent par exemple un organe mobile entre une première position dans laquelle l’arbre d’entrainement 150 est couplé à l’arbre intermédiaire 11 et une seconde position dans laquelle l’arbre d’entrainement 150 est désaccouplé de l’arbre intermédiaire 11 et fixé au stator annulaire. L’organe mobile est par exemple agencé autour d’une bride annulaire 19a monté sur l’arbre coulissant 17a. L’ensemble tournant 15 peut ainsi être freiné. Selon ce mode, les machines électriques 7a, 7b permettent de freiner la rotation de l’ensemble tournant 15 par prélèvement de puissance et les moyens de liaison débrayables permettent le blocage mécanique.
Selon un mode de réalisation avantageux de l’invention, l’arbre de turbine 3 est relié à l’arbre intermédiaire 11 par un mécanisme de roue libre 14. Comme visible sur les figures 4a et 4b, le mécanisme de roue libre 14 est par exemple un mécanisme de roue libre à osselets. Cependant, n’importe il quel mécanisme de roue libre pourrait etre utilise. Le mécanisme de roue libre 14 permet à l’arbre de turbine 3 d’entrainer l’arbre intermédiaire 11 lorsque l’arbre de turbine 3 tourne à une vitesse de rotation supérieure à celle de l’arbre intermédiaire 11 comme visible sur la figure 4a. Dans cette configuration, la turbine à gaz 2 apporte de la puissance à l’ensemble tournant 15 et les machines électriques 7a, 7b prélèvent de la puissance sur l’arbre de turbine 3 ou apportent de la puissance à l’ensemble tournant 15 qui est couplé à l’arbre intermédiaire 11 .
Lorsque l’arbre intermédiaire 11 présente une vitesse de rotation supérieure à la vitesse de rotation de l’arbre de turbine 3 alors l’arbre intermédiaire 11 n’entraine pas l’arbre de turbine 3 comme visible sur la figure 4b, l’arbre intermédiaire 11 est libre en rotation. Dans cette configuration, les machines électriques 7a, 7b apportent de la puissance à l’ensemble tournant 15 qui est couplé à l’arbre intermédiaire 11 ou l’ensemble tournant 15 apporte de la puissance aux machines électriques 7a, 7b tandis que la turbine à gaz 2 est à l’arrêt. Cette configuration est particulièrement visée durant les phases de taxiage électrique au sol ou lors de rechargements de batteries lors des phases de descente.
Selon un premier mode de réalisation de l’invention représenté sur la figure 1 , la turbomachine 1 est un turbopropulseur. Selon ce mode de réalisation, l’ensemble tournant 15 comprend un réducteur mécanique de vitesse 20 agencé entre une hélice de propulsion 21 et l’arbre intermédiaire 11 .
L’hélice de propulsion 21 est par exemple non carénée. Elle comprend un moyeu 21 a rotatif sur lequel est agencé des aubes 21 b. L’arbre d’entrainement 150 entraine en rotation selon ce premier mode l’hélice de propulsion 21. L’angle de calage des aubes 21 b peut être fixe ou variable. Le turbopropulseur peut comprendre deux hélices contrarotatives non carénées (non représenté).
Le réducteur mécanique de vitesse 20 permet à l’hélice de propulsion 21 de tourner à une vitesse réduite par rapport à celle de l’arbre de turbine 3. Ainsi, la vitesse de rotation de I arbre d entrainement 150 est inferieure a la vitesse de rotation de l’arbre de turbine 3.
Comme mieux visible sur les figures 7a à 7e, le réducteur mécanique de vitesse 20 peut être de type épicycloïdal à simple dentures ou double dentures, planétaire à simple ou double dentures ou encore à lignes intermédiaires.
Selon le mode de réalisation des figures 7a à 7d, le réducteur mécanique de vitesse 20 comprend une couronne, un solaire apte à être couplé ou désaccouplé de l’arbre intermédiaire 11 , des satellites qui coopèrent avec la couronne et le solaire et un porte-satellites.
Sur l’exemple de la figure 7a représentant un réducteur mécanique de vitesse 20 de type épicycloïdal à simple dentures, la couronne est fixe et le porte-satellites est couplé à l’arbre d’entrainement 150.
Sur l’exemple de la figure 7b, le réducteur mécanique de vitesse 20 de type épicycloïdal est à double dentures.
Sur l’exemple de la figure 7c représentant un réducteur mécanique de vitesse 20 de type planétaire à simple dentures, la couronne est reliée à l’arbre d’entrainement 150 et le porte-satellites est fixe.
Sur l’exemple de la figure 7d, le réducteur mécanique de vitesse 20 de type planétaire est à double dentures.
Sur l’exemple de la figure 7e, le réducteur mécanique de vitesse 20 est à lignes intermédiaires, une ligne étant couplée à l’arbre d’entrainement 150 et une autre étant apte à être couplée ou désaccouplée de l’arbre intermédiaire 11.
Selon un second mode de réalisation de l’invention représenté sur la figure 2, la turbomachine 1 ’ est un turbogénérateur. Par turbogénérateur, il est entendu une turbomachine dans laquelle la turbine à gaz est reliée à au moins une génératrice. L’ensemble tournant 15 comprend ainsi une génératrice telle qu’une pompe. Selon un mode de realisation non représente, la turbomachine 1 , 1 comprend une troisième machine électrique. La troisième machine électrique est agencée par exemple en partie basse de la turbomachine 1 , 1 ’.
Selon encore un mode de réalisation non représenté, la turbomachine 1 , 1 ’ comprend quatre machines électriques et deux modules de transmission mécanique, chaque module de transmission mécanique reliant deux machines électriques selon la configuration décrite ci-dessus.
Ainsi, l’invention offre la possibilité d’agencer une pluralité de machines électriques 7a, 7b sur un même arbre de turbine 3 en minimisant l’encombrement axial et radial de la turbomachine 1 , 1 ’. La turbomachine 1 , 1 ’ peut donc disposer d’une puissance plus élevée tout en présentant un encombrement réduit.
En outre, grâce à la présence d’un module de transmission 10 et en particulier de la configuration de l’arbre intermédiaire 11 , il est possible d’inverser le sens de rotation de l’hélice de propulsion 21 sans impacter le sens de rotation de l’arbre de turbine 3 ou de l’arbre de transmission 8a, 8b. Il est également possible d’envisager une large gamme de scénarios compatible avec n’importe quel type de réducteur mécanique de vitesse 20 dans lesquels par exemple :
- la turbine à gaz 2 entraine les machines électriques 7a, 7b et l’hélice de propulsion 21 ,
- la turbine à gaz 2 entraine uniquement les machines électriques 7a, 7b, lorsque l’hélice de propulsion 21 est à l’arrêt notamment grâce au système d’accouplement et de désaccouplement 16,
- les machines électriques 7a, 7b injectent de la puissance pour assister la turbine à gaz 2 à entrainer l’hélice de propulsion 21 ,
- les machines électriques 7a, 7b entraînent l’hélice de propulsion 21 uniquement, la turbine à gaz 2 étant à l’arrêt grâce notamment au mécanisme de roue libre 14,
- les machines électriques 7a, 7b sont entraînées par l’hélice de propulsion 21 lorsque la turbine à gaz 2 est à l’arrêt. Enfin, les machines électriques 7a, 7b présentent des vitesses de rotation importantes. Selon l’invention, elles sont positionnées sur l’arbre intermédiaire 11 et donc sur la partie haute vitesse de la turbomachine 1 , 1 ’. Les machines électriques 7a, 7b présentant des vitesses de rotation élevées, elles sont entraînées selon l’invention par l’arbre intermédiaire 11 qui présente une vitesse de rotation élevée également. Il n’est donc pas nécessaire de multiplier les vitesses de rotation ce qui simplifie la configuration de la turbomachine 1 , 1 ’ contrairement aux configurations dans lesquelles les machines électriques sont reliées à la partie basse vitesse de la turbomachine.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Turbomachine (1 , 1 ’) pour un aéronef, comprenant : une turbine à gaz (2) comprenant un arbre de turbine (3) s’étendant selon un axe longitudinal (A), une première machine électrique (7a) comprenant un premier arbre de transmission de puissance (8a) présentant un axe de rotation (B) s’étendant sensiblement radialement par rapport à l’axe longitudinal (A), une seconde machine électrique (7b) comprenant un second arbre de transmission de puissance (8b) présentant un axe de rotation (B’) s’étendant sensiblement radialement par rapport à l’axe longitudinal (A), au moins un module de transmission mécanique (10) reliant les première et seconde machines électriques (7a, 7b) à la turbine à gaz (2), le module de transmission mécanique (10) comprenant : un arbre intermédiaire (11 ) relié à l’arbre de turbine (3) et sur lequel est monté un premier pignon conique (12a), l’arbre intermédiaire (11 ) s’étendant selon l’axe longitudinal (A) et dans le prolongement de l’arbre de turbine (3), un premier pignon d’entrée (13a) monté sur une extrémité du premier arbre de transmission (8a) et coopérant avec le premier pignon conique (12a), et un second pignon d’entrée (13b) monté sur une extrémité du second arbre de transmission (8b) et coopérant avec le premier pignon conique (12a).
2. Turbomachine (1 , 1 ’) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que les axes de rotation (B, B’) des premier et second arbres de transmission (8a, 8b) sont situés dans un même plan perpendiculaire à l’axe longitudinal (A), et forment ensemble un V.
3. Turbomachine (1 , 1 ) selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que l’arbre intermédiaire (11 ) est agencé entre la turbine à gaz (2) et un ensemble tournant (15) qui est apte à être couplé et désaccouplé de l’arbre intermédiaire (11 ).
4. Turbomachine (1 , T) selon la revendication précédente, caractérisée en ce qu’elle comprend un système d’accouplement et de désaccouplement (16) de l’ensemble tournant (15) à l’arbre intermédiaire (11 ) comprenant un organe coulissant (17) relié à l’ensemble tournant (15) ou à l’arbre intermédiaire (11 ), l’organe coulissant (17) étant configuré pour être déplacé en translation entre une première position dans laquelle l’ensemble tournant (15) et l’arbre intermédiaire (11 ) sont couplés et une seconde position dans laquelle ils sont désaccouplés l’un de l’autre.
5. Turbomachine (1 , T) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que l’ensemble tournant (15) est relié à un stator annulaire par des moyens de liaison débrayables (19) comportant un organe mobile entre une première position dans laquelle l’ensemble tournant (15) est couplé à l’arbre intermédiaire (11 ) et une seconde position dans laquelle l’ensemble tournant (15) est désaccouplé de l’arbre intermédiaire (11 ) et fixé au stator.
6. Turbomachine (1 , 1 ’) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que l’arbre de turbine (3) est relié à l’arbre intermédiaire (11 ) par un mécanisme de roue libre (14) configuré pour que l’arbre de turbine (3) entraîne l’arbre intermédiaire (11 ) lorsque l’arbre de turbine (3) tourne à une vitesse de rotation supérieure à celle de l’arbre intermédiaire (11 ), et pour que l’arbre intermédiaire (11 ) soit libre en rotation lorsque l’arbre intermédiaire (11 ) tourne à une vitesse de rotation supérieure à celle de l’arbre de turbine (3).
7. Turbomachine (1 , 1 ) selon l une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que l’arbre intermédiaire (11 ) comprend une première portion (11 a) sur laquelle est agencée le premier pignon conique (12a) et une seconde portion (11 b) sur laquelle est agencée un second pignon conique (12b), les premier et second pignons d’entrée (13a, 13b) coopérant à la fois avec le second pignon conique (12b) et le premier pignon conique (12a).
8. Turbomachine (1 , T) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le module de transmission (10) comprend un carter, les première et seconde machines électriques (7a, 7b) étant fixées au carter.
9. Turbomachine (1 , 1 ’) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le module de transmission mécanique (10) est amovible.
10. Turbomachine (1 , T) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce qu’elle forme un turbopropulseur ou un turbogénérateur.
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