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WO2024209161A1 - Ensemble pour un reducteur mecanique d'aeronef - Google Patents

Ensemble pour un reducteur mecanique d'aeronef Download PDF

Info

Publication number
WO2024209161A1
WO2024209161A1 PCT/FR2024/050439 FR2024050439W WO2024209161A1 WO 2024209161 A1 WO2024209161 A1 WO 2024209161A1 FR 2024050439 W FR2024050439 W FR 2024050439W WO 2024209161 A1 WO2024209161 A1 WO 2024209161A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
assembly
axis
crown
satellites
reducer
Prior art date
Application number
PCT/FR2024/050439
Other languages
English (en)
Inventor
Loïc FRANCOIS
Maxime FERNANDEZ
Boris Pierre Marcel MORELLI
Jordane Emile André Peltier
Antoine Jacques Marie Pennacino
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 WO2024209161A1 publication Critical patent/WO2024209161A1/fr

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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16H—GEARING
    • F16H57/00—General details of gearing
    • F16H57/04—Features relating to lubrication or cooling or heating
    • F16H57/048—Type of gearings to be lubricated, cooled or heated
    • F16H57/0482—Gearings with gears having orbital motion
    • F16H57/0486—Gearings with gears having orbital motion with fixed gear ratio 
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D15/00—Adaptations of machines or engines for special use; Combinations of engines with devices driven thereby
    • F01D15/12—Combinations with mechanical gearing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
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    • F16H57/04—Features relating to lubrication or cooling or heating
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    • F16H57/0427—Guidance of lubricant on rotary parts, e.g. using baffles for collecting lubricant by centrifugal force
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F16H57/0457—Splash lubrication
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F16H57/08—General details of gearing of gearings with members having orbital motion
    • F16H57/082—Planet carriers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/32—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface 
    • B64C25/405—Powered wheels, e.g. for taxing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/40—Transmission of power
    • F05D2260/403—Transmission of power through the shape of the drive components
    • F05D2260/4031—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing
    • F05D2260/40311—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing of the epicyclical, planetary or differential type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16H—GEARING
    • F16H1/00—Toothed gearings for conveying rotary motion
    • F16H1/28—Toothed gearings for conveying rotary motion with gears having orbital motion
    • F16H2001/2872—Toothed gearings for conveying rotary motion with gears having orbital motion comprising three central gears, i.e. ring or sun gear, engaged by at least one common orbital gear mounted on an idling carrier

Definitions

  • TITLE ASSEMBLY FOR A MECHANICAL REDUCER FOR AN AIRCRAFT
  • the present invention relates to an assembly for an aircraft mechanical reducer, and in particular for an aircraft turbomachine or for a drive system for a wheel of an aircraft landing gear.
  • This assembly comprises satellites and a satellite carrier.
  • the state of the art includes in particular documents FR-A1 -3 025 780, FR-B1 -3 066 792, FR-B1 -3 071 023, FR-3 072 749, FR-B1 -3 098 562, FR -B1 - 3,101,129, and US-A-5,669,844.
  • the role of a mechanical reducer is to modify the speed and torque ratio between the input axis and the output axis of a mechanical system.
  • New generations of dual-flow turbomachines particularly those with a high bypass ratio, include a mechanical reducer to drive the shaft of a fan.
  • the reducer is intended to transform the so-called fast rotation speed of the shaft of a power turbine into a slower rotation speed for the shaft driving the fan.
  • a drive system for a wheel of a landing gear may further comprise a mechanical reducer, as proposed by the Applicant in document EP-A1-3 882 136.
  • Such a reducer comprises a central pinion, called a sun gear, a crown gear and pinions called satellites, which are engaged between the sun gear and the crown gear.
  • the satellites are held by a frame called a satellite carrier.
  • the sun gear, the crown gear and the satellite carrier are planetary gears because their axes of revolution coincide with the axis of the turbomachine or the wheel of a landing gear.
  • the satellites each have an axis of different revolutions equally distributed on the same operating diameter around the axis of the planets. These axes are parallel to the longitudinal axis X.
  • reducers are of the planetary or epicyclic type.
  • differential or compound architectures there are so-called differential or “compound” architectures.
  • the planet carrier On a planetary reducer, the planet carrier is fixed and the crown constitutes the output shaft of the device which rotates in the opposite direction to the solar.
  • the crown is fixed and the planet carrier constitutes the output shaft of the device which rotates in the same direction as the solar.
  • Gearboxes can be composed of one or more meshing stages. This meshing is ensured in different ways such as by contact, by friction or by magnetic fields. There are several types of contact meshing such as with straight, helical or herringbone teeth.
  • Gearboxes can be composed of one or more meshing stages. This meshing is ensured in different ways such as by contact, by friction or by magnetic fields.
  • a satellite may comprise one or two meshing stages.
  • stage or “toothing” means a series of meshing teeth with a series of complementary teeth. Toothing may be internal or external.
  • a single-stage satellite comprises toothing which may be straight, helical or herringbone and whose teeth are located on the same diameter. This toothing cooperates with both the sun and the crown.
  • a double-stage satellite consists of two sets of teeth or two series of teeth that are located on different diameters. A first set of teeth cooperates with the sun gear and a second set of teeth cooperates with the crown gear.
  • the reducer thus comprises two crowns, one of which is fixed and the other mobile.
  • a mechanical reducer must be lubricated to ensure its operation and also to evacuate the calories generated during operation.
  • lubricating oil is used.
  • the first technology consists of lubricating the reducer by oil jets.
  • the jets are supplied with oil and spray oil onto the gears, i.e. the teeth of the solar, the satellites and the crown(s). This oil is then evacuated and recovered for recycling.
  • Another technology is to use an oil splash reducer.
  • the oil is permanently present in the reducer which includes a sealed enclosure for retaining this oil.
  • the oil level in the reducer enclosure is such that at least part of the satellites, the satellite carrier, and the crown(s) splash in the oil, i.e. is permanently bathed in oil.
  • a splash reducer In a splash reducer, by gravity, the oil flows and is stored in the lower part of the enclosure and the reducer. Therefore, the teeth located in the lower part are immersed in oil while the teeth in the upper part are not immersed in oil. During operation, the rotating elements contained in the enclosure rotate at high speeds and carry the oil. The oil tends to be centrifuged and form an oil ring inside the enclosure.
  • One of the problems with a mechanical splash reducer is ensuring that all of its gears are well lubricated.
  • the invention provides a simple, effective and economical solution to this problem.
  • the invention relates to an assembly comprising satellites and a satellite carrier for a mechanical splash reducer, in particular for an aircraft, this assembly having an annular shape around a longitudinal axis, the satellites being regularly spaced around said axis and each comprising two cylindrical longitudinal ends, the satellite carrier having an annular shape around said axis and comprising housings for receiving the satellites, these housings being regularly distributed around said axis and each being delimited axially by two walls extending respectively in two planes perpendicular to said axis, and two lateral partitions extending between the walls, these walls comprising orifices for mounting said longitudinal ends of the satellites, characterized in that it further comprises oil scoops which are integral with the satellite carrier and which are regularly distributed around said axis and interposed between the satellites, each of these scoops comprising at least one curved cup whose concavity extends partly around one of the satellites and is separated from this satellite by one of said partitions.
  • an oil ring forms around the reducer in its enclosure.
  • the invention makes it possible to force the oil to move and, for example, to redirect it towards gears to be lubricated in the reducer.
  • the assembly formed by the satellites and the satellite carrier comprises oil scoops.
  • the solution proposed below is compatible with a single-stage or multi-stage reducer. It is compatible with an epicyclic, differential or Wolfrom type reducer. It is also compatible with gears straight, helical or chevron. It is compatible with any type of planet carrier, and in particular a single-piece planet carrier. It is also compatible with any type of bearing, whether it is composed of rolling elements, a hydrodynamic bearing, etc. It is compatible with use of the assembly and the reducer in a dual-flow turbomachine, for example for driving a fan or a propeller. It is also compatible with use of the assembly and the reducer in a drive system for a wheel of a landing gear.
  • the assembly according to the invention may comprise one or more of the following characteristics, taken in isolation from one another, or in combination with one another:
  • each of the scoops comprises two curved cups whose concavities are oriented in opposite directions to extend respectively around the satellites between which the scoop is mounted,
  • each of the scoops is made of a single piece
  • the bucket and the satellite around which the concavity of the bucket extends are located at a circumferential distance from each other which is greater than or equal to one half of a maximum radius of the satellite,
  • each bucket has an axial dimension which is less than an axial dimension of said partitions
  • Dext_CI is the diameter of a circumference centered on said axis and passing through radially external ends of said partitions
  • Dext_Go is the diameter of a circumference centered on said axis and passing through radially external ends of said buckets
  • Dext_Sa is the maximum diameter of a circumference centered on said axis and passing through the satellites
  • Dint_Sa is the minimum diameter of a circumference centered on said axis and passing through the satellites
  • Dint_Go is the diameter of a circumference centered on said axis and passing through radially internal ends of said buckets
  • Dint_CI is the diameter of a circumference centered on said axis and passing through radially internal ends of said partitions.
  • each of the scoops is fixed by screws or bolts on the satellite carrier, these screws or bolts also being used to fix two rings of the satellite carrier respectively forming said walls of said housings; as a variant, each of the scoops is welded on the satellite carrier,
  • said walls comprise first walls connected to each other to form a first ring of the planet carrier, this first ring extending substantially in a plane perpendicular to said longitudinal axis,
  • said walls comprise second walls which are circumferentially spaced from each other and which are connected to each other by bridges of material to form a second ring of the planet carrier, the second walls extending substantially in a plane perpendicular to said longitudinal axis, and said bridges of material extending outside this plane,
  • the scoops are formed in one piece with the planet carrier or part of the planet carrier;
  • the present invention also relates to a mechanical splash reducer, in particular for an aircraft, this reducer comprising:
  • the satellites are double-stage and comprise a first stage meshed with a first crown movable around said longitudinal axis and the sun, and a second stage meshed with a second crown which is fixed with respect to said longitudinal axis.
  • the or each bucket of each of the scoops is axially offset from the crown to scoop oil next to the crown, or is axially offset from the fixed crown and radially aligned with the movable crown to scoop oil at the level of this movable crown, or is axially offset from the movable crown and radially aligned with the fixed crown to scoop oil at the level of this fixed crown.
  • the invention further relates to a turbomachine or a system for driving a landing gear wheel, in particular an aircraft wheel, comprising at least one assembly or mechanical reducer as described above.
  • Figure 1 is a schematic axial sectional view of an aircraft turbomachine
  • Figure 2 is a partial schematic view in axial section of a planetary mechanical reducer with oil jets
  • FIG. 3 Figure 3 is a partial schematic view in axial section of a planetary mechanical splash reducer
  • Figure 4 is a partial schematic view in axial section of a Wolfrom mechanical splash reducer
  • Figure 5 is a schematic front view of an assembly according to an embodiment of the invention, for a mechanical splash reducer
  • Figure 6 is an enlarged schematic view of part of the assembly of Figure 5, and illustrates the operation of the reducer and the rotation of the assembly,
  • Fig. 7 is another schematic view on a larger scale of part of the assembly of Fig. 5, and illustrates the operation of the reducer and the rotation of the assembly,
  • Figure 8 is a partial schematic perspective view of a reducer comprising an alternative embodiment of an assembly according to the invention.
  • Figure 9 is a partial schematic perspective view of a reducer comprising another variant embodiment of an assembly according to the invention.
  • Figure 10 is a schematic perspective view of a wheel of an aircraft landing gear and a drive system for this wheel.
  • Figure 1 describes a turbomachine 1 which comprises, in a conventional manner, a fan S, a low-pressure compressor 1a, a high-pressure compressor 1b, an annular combustion chamber 1c, a high-pressure turbine 1d, a low-pressure turbine 1e and an exhaust nozzle 1h.
  • the high-pressure compressor 1b and the high-pressure turbine 1d are connected by a high-pressure shaft 2 and form with it a high-pressure (HP) body.
  • the low-pressure compressor 1a and the low-pressure turbine 1e are connected by a low-pressure shaft 3 and form with it a low-pressure (LP) body.
  • the blower S is driven by a blower shaft 4 which is rotated with the LP shaft 3 by means of a reducer 6.
  • This reducer 6 can be of the planetary, epicyclic or Wolfrom type for example.
  • the reducer 6 is positioned in the upstream part of the turbomachine.
  • a fixed structure schematically comprising, here, an upstream part 5a and a downstream part 5b which composes the motor casing or stator 5 is arranged so as to form an enclosure E surrounding the reducer 6.
  • This enclosure E is here closed upstream by seals at the level of a bearing allowing the fan shaft 4 to pass through, and downstream by seals at the level of the crossing of the LP shaft 3.
  • FIG. 2 shows a reducer 6 that can take the form of different architectures depending on whether certain parts are fixed or rotating.
  • the reducer 6 is connected to the BP shaft 3, for example via internal splines 7a.
  • the BP shaft 3 drives a planetary pinion called the sun gear 7.
  • the sun gear 7, whose axis of rotation coincides with that of the turbomachine X drives a series of pinions called satellites 8, which are distributed over the same diameter around the axis of rotation X. This diameter is equal to twice the operating center distance between the sun gear 7 and the satellites 8.
  • the number of satellites 8 is generally defined between three and seven for this type of application.
  • the set of satellites 8 is held by a satellite carrier 10. Each satellite 8 rotates around its own Y axis, and meshes with the crown 9.
  • the set of satellites 8 rotates the planet carrier 10 around the axis X of the turbomachine.
  • the crown is fixed to the engine casing or stator 5 via a crown carrier 12 and the planet carrier 10 is fixed to the fan shaft 4.
  • Each satellite 8 is mounted to rotate freely using a bearing 11, for example of the rolling bearing or hydrodynamic plain bearing type.
  • the bearing 11 comprises a bearing body 10b and the bearing bodies 10b of the different plain bearings are positioned relative to each other and are carried by walls 10a1, 10a2 of the satellite carrier 10.
  • the walls 10a1, 10a2 have an annular shape and are perpendicular to the axis X. They are axially spaced from each other and receive between them the bearings 11, the satellites 8 and the solar 7.
  • bearings 11 There are a number of bearings 11 equal to the number of satellites 8. For reasons of operation, assembly, manufacturing, control, repair or replacement, the bearings 11 (and in particular the bearing bodies 10b) and the walls 10a1, 10a2 can be separated into several parts.
  • the 8d toothing of a reducer can be separated into several helices each having a median plane P.
  • an upstream half-crown 9a consisting of a rim 9aa and a half-fixing flange 9ab.
  • On the rim 9aa is the upstream helix of the gear teeth. This upstream helix meshes with that of the satellite 8 which meshes with that of the solar 7.
  • a downstream half-crown 9b consisting of a rim 9ba and a half-fixing flange 9bb.
  • rim 9ba On the rim 9ba is the downstream helix of the teeth of the reducer.
  • This downstream propeller meshes with that of satellite 8 which meshes with that of solar 7.
  • propeller widths vary between the sun gear 7, the satellites 8 and the crown 9 because of the tooth overlaps, they are all centered on a median plane P for the upstream propellers and on another median plane P for the downstream propellers.
  • the half-clamp 9ab of the upstream crown 9a and the half-clamp 9bb of the downstream crown 9b form the fixing flange 9c of the crown.
  • the crown 9 is fixed to a crown carrier by assembling the fixing flange 9c of the crown and the fixing flange 12a of the crown carrier using a bolted assembly for example.
  • the flange 9c of the crown 9 could be replaced by grooves.
  • the arrows in Figure 2 describe the routing of the oil in the reducer 6.
  • the oil arrives in the reducer 6 from the stator part 5 in the distributor 13 by different means which will not be specified in this view because they are specific to one or more types of architecture.
  • the distributor is separated into two parts, each generally repeated by the same number of satellites.
  • the injectors 13a have the function of lubricating the teeth and the arms 13b have the function of lubricating the bearings 11.
  • the oil is brought to injectors 13a to exit through ends 13c in order to lubricate the teeth of the satellites 8, the solar 7 and also the crown 9 with oil.
  • the oil is also brought to the arm 13b and circulates via the supply mouth 13d of the bearing body 10b in an internal cavity 10c of the latter. The oil then circulates in this cavity 10c to supply oil passage orifices 10d to an external cylindrical surface guiding the corresponding satellite.
  • the reducer 6 in Figure 2 is thus a reducer of the type with oil jets or injectors.
  • the present invention relates to a splash type reducer, two examples of which are illustrated in Figures 3 and 4.
  • the reducer 106 is a splash planetary reducer, that is to say that its ring gear 109 is movable and its planet carrier 110 is fixed, or an epicyclic splash reducer, that is to say that its ring gear is fixed and its planet carrier is movable.
  • the reducer 106 is enclosed in a sealed enclosure Q.
  • the enclosure Q may be formed by one or more annular casings 120, 122 assembled together.
  • the sealing is ensured by seals 124 or the like which are for example located:
  • the oil H1 contained in the enclosure Q is located in the lower part of the reducer 106 and in particular of the enclosure Q. A part of the crown 109, the satellites 108 and the satellite carrier 110 bathe or splash in this oil. During operation, a ring of oil H2 forms inside the enclosure Q, all around the axis X.
  • the reducer 206 is a Wolfrom splash reducer, that is, it comprises two crowns 209a, 209b, namely a movable crown 209a and a fixed crown 209b. As seen in this figure, the reducer 206 is also enclosed in a sealed enclosure Q.
  • the satellites 208 are double-stage and comprise a first stage 208a meshed with the first crown 209a and the sun 207, and a second stage 208b meshed with a second crown 209b which is fixed with respect to said longitudinal axis X.
  • the enclosure Q may be formed by one or more annular casings 220, 222 assembled together.
  • the fixed crown 209b is here fixed to the casing(s) 220, 222 of the enclosure Q, and in particular interposed between two casings 220, 222 of the enclosure Q.
  • the seal is ensured by annular seals 225 or similar which are for example located:
  • the rotating mobile elements are guided by rolling bearings 224 which are for example located:
  • the oil H1 When stationary, the oil H1 is located in the lower part of the reducer 206 and in particular of the enclosure Q. A part of the crowns 209a, 209b, of the satellites 208 and of the satellite carrier 210 bathe or splash in this oil. During operation, a ring of oil H2 forms inside the enclosure Q, all around the axis X.
  • the present invention relates to an assembly 230 for a mechanical reducer 106, 206 of an aircraft, this assembly 230 comprising satellites 232 and a satellite carrier 234.
  • This assembly 230 is mobile in rotation about the axis X so the reducer 106, 206 can be of the epicyclic, differential or Wolfrom type.
  • this reducer 106, 206 can be used in a turbomachine 1 such as that illustrated in FIG. 1 , for driving a fan S, or in another context as in a wheel drive system for an aircraft landing gear (see Figure 10).
  • the assembly 230 according to the invention can cooperate with a single crown 109 as in the case of the reducer 106 of figure 3, or with two separate crowns, respectively mobile 209a and fixed 209b, as in the reducer 206 of figure 4.
  • Figures 5 to 7 illustrate a first embodiment of an assembly 230 according to the invention
  • Figures 8 and 9 illustrate alternative embodiments of this assembly 230.
  • the satellites 232 are regularly spaced around the axis X and each have two cylindrical longitudinal ends 232a, as is also visible in FIGS. 3 and 4.
  • Each of the satellites 232 may comprise a single toothing 232b intended to be meshed with the sun gear 107 and the crown 109.
  • each of the satellites 232 may comprise two toothings 232b, one of which is meshed with the sun gear 207 and the movable crown 209a and the other of which is meshed with the fixed crown 209b.
  • the or each toothing 232b of each satellite 232 may be formed in a single piece with a physical axis centered on the Y axis and comprising the two longitudinal ends 232a. This is for example the case of one of the teeth of the satellites 208 of FIG. 4 (the one on the left), which is formed in a single piece with the two longitudinal ends.
  • the or each toothing 232b of each satellite 232 could be mounted by shrink-fitting on a physical axis comprising these longitudinal ends 232a. This is for example the case of the other of the teeth of the satellites 208 of FIG. 4 (the one on the right) and of the toothing of the satellites 108 of FIG. 3, which are each mounted by a plain bearing on a physical body comprising two longitudinal ends 232a for mounting on the planet carrier.
  • Dext_Sa the maximum diameter of a circumference C1 centered on the X axis and passing through the satellites 232
  • the satellite carrier 234 has an annular shape around the axis X and comprises housings 238 for receiving the satellites 232. These housings 238 are regularly distributed around the axis X and are each delimited axially by two walls 240, 242 extending respectively in two planes perpendicular to the axis X, and two lateral partitions 244 extending between the walls 240, 242.
  • the walls 240, 242 comprise the holes 236 for mounting the longitudinal ends 232a of the satellites 232.
  • the walls 240, 242 defining the housings 238 comprise first walls 240 connected to each other to form a first ring A1 around the axis.
  • This first ring A1 extends mainly in a plane perpendicular to the axis X.
  • the second walls 242 are at a circumferential distance from each other, and are connected to each other by material bridges 243 to form a second ring A2 around the axis X. These material bridges 243 are intended to be applied and fixed on the first ring A1 to secure the two rings A1, A2 of the planet carrier 234 together. The second walls 242 thus define free circumferential spaces E between them.
  • Each of the second walls 242 is connected to the partitions 244 by its circumferential ends.
  • the aforementioned spaces E are thus delimited in the circumferential direction by these partitions 244.
  • the partitions 244 may diverge from one another radially outwards, as in the example shown. For example, they form between them an angle a greater than or equal to 60°, measured in a plane perpendicular to the X axis (FIG. 5). Alternatively, this angle a may be less than 60° or even negative depending on the need.
  • the assembly 230 further comprises oil scoops 250 which are integral with the planet carrier 234 and which are regularly distributed around the X axis and intercalated between the satellites 232.
  • Each of the scoops 250 comprises at least one curved bucket 252, 254 whose concavity 256 extends partly around one of the satellites 232 and is separated from this satellite by one of the partitions 244.
  • oil collectors may be interposed between the planet gears. These collectors have concavities that surround the planet gears, as close as possible to their teeth, and the function of these collectors is to collect the oil sprayed by the teeth and to guide its flow.
  • the scoops 250 do not have the same function because they are separated by the partitions 244 from the teeth 232b of the satellites 232, and are also at a distance from these teeth.
  • Each of the scoops 250 may comprise a single bucket 252 whose concavity 256 is oriented according to the direction of rotation of the planet carrier 234, as will be described in more detail below.
  • each of the scoops 250 comprises two curved buckets 252, 254 whose concavities 256 are oriented in opposite directions to extend respectively around the satellites 232 between which the scoop 250 is mounted.
  • the two buckets 252, 254 of each scoop 250 can be connected to each other by a plate 258 for fixing to the planet carrier 234.
  • This plate 258 extends for example in a plane perpendicular to the axis X and is applied axially against the planet carrier 234, and in particular against the first ring A1 formed by the first walls 240.
  • the plate 258 comprises axial orifices which are aligned with orifices of the planet carrier 234 for the passage of fixing means (not shown) of the screw-nut type or the like.
  • the plate 258 may be fixed to the planet carrier by welding. In this case, the plate 258 does not include holes for its fixing.
  • These fixing means can also be used for fixing the two rings A1, A2 of the planet carrier 234.
  • the holes in the plate 258 are then aligned with holes in the two rings A1, A2 of the planet carrier 234.
  • Each of the scoops 250 may be formed from a single piece, as in the example shown.
  • the bucket(s) 252, 254 and the plate 258 are thus formed from a single piece.
  • the bucket 252, 254 and the satellite 232 around which the concavity 256 of the bucket extends, are located at a circumferential distance H from each other which is for example greater than or equal to half the maximum radius R of the satellite 232 (figure 6).
  • the or each bucket 252, 254 has an axial dimension L1 which is less than an axial dimension L2 of the partitions 244.
  • the scoops are formed in one piece with the planet carrier or a part of the planet carrier, and for example with one of these rings A1, A2.
  • the assembly 230 rotates around the X axis and its lower part is immersed in the oil H1 present in the reducer 106, 206 or arranged all around the reducer to form a ring H2 in the enclosure.
  • the scoops 250 force the oil to move (arrows T) and direct this oil in a predetermined direction, for example towards gears to be lubricated.
  • the gear to be lubricated is for example that between the satellites and the fixed crown in the context of a Wolfrom type reducer.
  • the 250 scoops could simply collect oil at the bottom and bring it to the top. Once at the top, the oil could trickle down onto the elements requiring lubrication.
  • the reducer 106 is of the epicyclic type and comprises a single crown 109.
  • Each scoop 250 is positioned so that its bucket(s) 252, 254 is axially offset from the crown 109 to scoop oil next to the crown 109.
  • Dext-Go may be greater than or equal to the internal diameter of the crown 109.
  • the reducer 206 is of the Wolfrom type and comprises two crowns, respectively mobile 209a and fixed 209b.
  • Each scoop 250 is positioned so that its bucket(s) 252, 254 is axially offset from the crown 209b and radially aligned with the crown 209a.
  • the scoops 250 are configured to scoop oil at the crown 209a.
  • Dext-Go may be greater than or equal to the internal diameter of the crown 209b and is less than the internal diameter of the crown 209a.
  • references 260 designate the aforementioned means of fixing the plates 258 of the scoops 250 to the planet carrier 234.
  • Figure 10 shows a system 310 for driving at least one wheel 312 of an aircraft landing gear 314.
  • the wheel 312 comprises a rim 316 which has an axis of rotation X.
  • this rim 316 has a generally tubular or disc shape and carries a tire 318 at its periphery.
  • the system 310 comprises an electric motor 320 and a mechanical transmission system 322 between a shaft of the motor 320 and the rim 316 of the wheel 312.
  • the motor 320 and the system 322 each have a generally annular shape and are centered on the X axis. They are arranged next to each other and the system 322 is installed between the motor 320 and the rim 316. A portion of the system 322, or even also a portion of the motor 320, could be housed in the rim 16 to reduce the size of the system 310.
  • the motor 320 and the system 322 can be protected by an external cylindrical cover 326 projecting on one side of the rim 316 or the tire 318.
  • the mechanical transmission system 322 comprises a mechanical reducer 328 similar to the reducer 106, 206 described above and including an assembly 230 within the meaning of the invention.

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Abstract

Ensemble (230) comportant des satellites (232) et un porte-satellites (234) pour un réducteur mécanique (106, 206) à barbotage, en particulier d'aéronef, cet ensemble (230) ayant une forme annulaire autour d'un axe longitudinal (X), le porte-satellites (234) ayant une forme annulaire autour dudit axe (X) et comportant des logements (238) de réception des satellites (232), délimités par deux cloisons latérales (244), caractérisé en ce qu'il comprend en outre des écopes à huile (250) qui sont solidaires du porte-satellites (234) et qui sont régulièrement réparties autour dudit axe (X) et intercalées entre les satellites (232), chacune de ces écopes (250) comportant au moins un godet (252, 254) incurvé dont la concavité (256) s'étend en partie autour d'un des satellites (232) et est séparée de ce satellite 232) par l'une desdites cloisons (244).

Description

DESCRIPTION
TITRE : ENSEMBLE POUR UN REDUCTEUR MECANIQUE D’AERONEF
Domaine technique de l'invention
La présente invention concerne un ensemble pour un réducteur mécanique d’aéronef, et en particulier pour une turbomachine d’aéronef ou pour un système d’entraînement d’une roue d’un train d’atterrissage d’aéronef. Cet ensemble comprend des satellites et un porte-satellites.
Arrière-plan technique
L’état de l’art comprend notamment les documents FR-A1 -3 025 780, FR- B1 -3 066 792, FR-B1 -3 071 023, FR-3 072 749, FR-B1 -3 098 562, FR-B1 - 3 101 129, et US-A-5,669,844.
Le rôle d’un réducteur mécanique est de modifier le rapport de vitesse et de couple entre l’axe d’entrée et l’axe de sortie d’un système mécanique.
Les nouvelles générations de turbomachines à double flux, notamment celles ayant un haut taux de dilution, comportent un réducteur mécanique pour entraîner l’arbre d’une soufflante (aussi appelé « fan »). De manière usuelle, le réducteur a pour but de transformer la vitesse de rotation dite rapide de l’arbre d’une turbine de puissance en une vitesse de rotation plus lente pour l’arbre entraînant la soufflante.
Un système d’entraînement d’une roue d’un train d’atterrissage peut en outre comprendre un réducteur mécanique, comme proposée par la Demanderesse dans le document EP-A1 -3 882 136.
Un tel réducteur comprend un pignon central, appelé solaire, une couronne et des pignons appelés satellites, qui sont en prise entre le solaire et la couronne. Les satellites sont maintenus par un châssis appelé porte- satellites. Le solaire, la couronne et le porte-satellites sont des planétaires car leurs axes de révolution coïncident avec l’axe de la turbomachine ou de la roue d’un train d’atterrissage. Les satellites ont chacun un axe de révolution différents équirépartis sur le même diamètre de fonctionnement autour de l’axe des planétaires. Ces axes sont parallèles à l’axe longitudinal X.
Il existe plusieurs architectures de réducteur. Dans l’état de l’art, les réducteurs sont de type planétaire ou épicycloïdal. Il existe dans d’autres applications similaires, des architectures dites différentielles ou « compound ».
- Sur un réducteur planétaire, le porte-satellites est fixe et la couronne constitue l'arbre de sortie du dispositif qui tourne dans le sens inverse du solaire.
- Sur un réducteur épicycloïdal, la couronne est fixe et le porte-satellites constitue l'arbre de sortie du dispositif qui tourne dans le même sens que le solaire.
- Sur un réducteur différentiel, aucun élément n’est fixé en rotation. La couronne tourne dans le sens contraire du solaire et du porte-satellites.
Les réducteurs peuvent être composés d’un ou plusieurs étages d’engrènement. Cet engrènement est assuré de différentes façons comme par contact, par friction ou encore par champs magnétique. Il existe plusieurs types d’engrènement par contact comme avec des dentures droites, hélicoïdales ou en chevron.
Les réducteurs peuvent être composés d’un ou plusieurs étages d’engrènement. Cet engrènement est assuré de différentes façons comme par contact, par friction ou encore par champs magnétique.
Un satellite peut comprendre un ou deux étages d’engrènement. Dans la présente demande, on entend par « étage » ou « denture », une série de dents d’engrènement avec une série de dents complémentaires. Une denture peut être interne ou externe. Un satellite à simple étage comprend une denture qui peut être droite, hélicoïdale ou en chevron et dont les dents sont situées sur un même diamètre. Cette denture coopère à la fois avec le solaire et la couronne. Un satellite à double étage comprend deux dentures ou deux séries de dents qui sont situées sur des diamètres différents. Une première denture coopère avec le solaire et une seconde denture coopère avec la couronne.
Il existe également une configuration, appelée Wolfrom, dans laquelle les satellites sont à double étage et comportent une première denture qui coopère avec le solaire et une couronne, et une seconde denture qui coopère avec une seconde couronne. Le réducteur comprend ainsi deux couronnes, dont une est fixe et l’autre mobile.
Un réducteur mécanique doit être lubrifié pour garantir son fonctionnement et aussi évacuer les calories générées en fonctionnement. Pour cela, de l’huile de lubrification est utilisée.
Il existe deux technologies de lubrification d’un réducteur mécanique.
La première technologie consiste à lubrifier le réducteur par des gicleurs d’huile. Les gicleurs sont alimentés par de l’huile et projettent de l’huile sur les engrènements, c’est-à-dire les dentures du solaire, des satellites et de la ou des couronne(s). Cette huile est ensuite évacuée et récupérée pour être recyclée.
Une autre technologie consiste à utiliser un réducteur à barbotage d’huile. L’huile est présente en permanence dans le réducteur qui comprend une enceinte étanche de rétention de cette huile. Le niveau d’huile dans l’enceinte du réducteur est tel qu’au moins une partie des satellites, du porte- satellites, et de la ou des couronnes, barbote dans l’huile, c’est-à-dire est baignée en permanence dans l’huile.
Dans un réducteur à barbotage, par effet de la gravité, l’huile s’écoule et se stocke en partie basse de l’enceinte et du réducteur. Donc les dentures situées en partie basse baignent dans l’huile alors que les dentures en partie haute ne baignent pas dans l’huile. En fonctionnement, les éléments rotatifs contenus dans l’enceinte tournent à des vitesses importantes et entraînent l’huile. L’huile a tendance à être centrifugée et à former un anneau d’huile à l’intérieur de l’enceinte. Une des problématiques d’un réducteur mécanique à barbotage est de garantir que tous ses engrènements soient bien lubrifiés.
L’invention permet d’apporter une solution simple, efficace et économique à cette problématique.
Résumé de l'invention
L’invention concerne un ensemble comportant des satellites et un porte- satellites pour un réducteur mécanique à barbotage, en particulier d’aéronef, cet ensemble ayant une forme annulaire autour d’un axe longitudinal, les satellites étant régulièrement espacés autour dudit axe et comportant chacune deux extrémités longitudinales cylindriques, le porte-satellites ayant une forme annulaire autour dudit axe et comportant des logements de réception des satellites, ces logements étant régulièrement répartis autour dudit axe et étant chacun délimités axialement par deux parois s’étendant respectivement dans deux plans perpendiculaires audit axe, et deux cloisons latérales s’étendant entre les parois, ces parois comportant des orifices de montage desdites extrémités longitudinales des satellites, caractérisé en ce qu’il comprend en outre des écopes à huile qui sont solidaires du porte-satellites et qui sont régulièrement réparties autour dudit axe et intercalées entre les satellites, chacune de ces écopes comportant au moins un godet incurvé dont la concavité s’étend en partie autour d’un des satellites et est séparée de ce satellite par l’une desdites cloisons.
Comme évoqué dans ce qui précède, en fonctionnement, un anneau d’huile se forme autour du réducteur dans son enceinte. L’invention permet de forcer l’huile à se déplacer et par exemple à la réorienter vers des engrènements à lubrifier du réducteur. Pour cela, l’ensemble formé par les satellites et le porte-satellites comprend des écopes à huile.
La solution proposée ci-dessous est compatible d’un réducteur simple étage ou à plusieurs étages. Elle est compatible d’un réducteur épicycloïdal, différentiel ou de type Wolfrom. Elle est également compatible de dentures droites, hélicoïdales ou en chevron. Elle est compatible de tout type de porte- satellites, et en particulier d’un porte-satellites monobloc. Elle est en outre compatible de tout type de palier, qu’il soit composé d’éléments roulants, d’un palier hydrodynamique, etc. Elle est compatible d’une utilisation de l’ensemble et du réducteur dans une turbomachine à double flux, par exemple pour l’entraînement d’une soufflante ou d’une hélice. Elle est également compatible d’une utilisation de l’ensemble et du réducteur dans un système d’entrainement d’une roue d’un train d’atterrissage.
L’ensemble 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 :
- chacune des écopes comprend deux godets incurvés dont les concavités sont orientées dans des directions opposées pour s’étendre respectivement autour des satellites entre lesquels l’écope est montée,
- les deux godets de chacune des écopes sont reliés l’un à l’autre par une platine de fixation au porte-satellites,
- chacune des écopes est formée d’une seule pièce,
- le godet et le satellite autour duquel la concavité du godet s’étend, sont situés à une distance circonférentielle l’un de l’autre qui est supérieure ou égale à une moitié d’un rayon maximal du satellite,
- le ou chaque godet a une dimension axiale qui est inférieure à une dimension axiale desdites cloisons,
- Dext_CI < Dext_Go < Dext_Sa, et Dint_Sa < Dint_Go < Dint_CI, dans lesquelles :
Dext_CI est le diamètre d’une circonférence centrée sur ledit axe et passant par des extrémités radialement externes desdites cloisons,
Dext_Go est le diamètre d’une circonférence centrée sur ledit axe et passant par des extrémités radialement externes desdits godets,
Dext_Sa est le diamètre maximal d’une circonférence centrée sur ledit axe et passant par les satellites, Dint_Sa est le diamètre minimal d’une circonférence centrée sur ledit axe et passant par les satellites,
Dint_Go est le diamètre d’une circonférence centrée sur ledit axe et passant par des extrémités radialement internes desdits godets, et
Dint_CI est le diamètre d’une circonférence centrée sur ledit axe et passant par des extrémités radialement internes desdites cloisons.
- chacune des écopes est fixée par des vis ou boulons sur le porte- satellites, ces vis ou boulons étant également utilisés pour fixer deux anneaux du porte-satellites formant respectivement lesdites parois desdits logements ; en variante, chacune des écopes est soudée sur le porte- satellites,
-- lesdites parois comportent des premières parois reliées les unes autres aux autres pour former un premier anneau du porte-satellites, ce premier anneau s’étendant sensiblement dans un plan perpendiculaire audit axe longitudinal,
-- lesdites parois comportent des secondes parois qui sont à distance circonférentielles les unes des autres et qui sont reliés entre elles par des ponts de matière pour former un second anneau du porte-satellites, les secondes parois s’étendant sensiblement dans un plan perpendiculaire audit axe longitudinal, et lesdits ponts de matière s’étendant en dehors de ce plan,
- les écopes sont formées d’une seule pièce avec le porte-satellites ou une partie du porte-satellites ;
- lesdites cloisons sont formées d’une seule pièce avec l’une des parois du porte-satellites.
La présente invention concerne également un réducteur mécanique à barbotage, en particulier pour un aéronef, ce réducteur comportant :
- un solaire mobile en rotation autour d’un axe longitudinal,
- au moins une couronne montée autour du solaire et dudit axe longitudinal, et
- un ensemble tel que décrit ci-dessus qui est mobile en rotation autour dudit axe longitudinal, les satellites de cet ensemble étant montés entre le solaire et la ou les couronnes et engrenés avec le solaire et la couronne, ces satellites ayant des axes de rotation parallèles audit axe, et
- une enceinte étanche dans laquelle sont situés le solaire, la première couronne, et ledit ensemble, cette enceinte étant configurée pour contenir de l’huile destinée à être écopée par les écopes à huile dudit ensemble.
Selon un mode de réalisation de l’invention, les satellites sont à double étage et comprennent un premier étage engrené avec une première couronne mobile autour dudit axe longitudinal et le solaire, et un second étage engrené avec une seconde couronne qui est fixe vis-à-vis dudit axe longitudinal.
Avantageusement, le ou chaque godet de chacune des écopes est décalé axialement de la couronne pour écoper de l’huile à côté de la couronne, ou est décalé axialement de la couronne fixe et aligné radialement avec la couronne mobile pour écoper de l’huile au niveau de cette couronne mobile, ou est décalé axialement de la couronne mobile et aligné radialement avec la couronne fixe pour écoper de l’huile au niveau de cette couronne fixe.
L’invention concerne en outre une turbomachine ou un système d’entrainement d’une roue de train d’atterrissage, en particulier d’aéronef, comportant au moins un ensemble ou un réducteur mécanique tel que décrit ci-dessus.
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 vue schématique en coupe axiale d’une turbomachine d’aéronef,
[Fig. 2] la figure 2 est une vue schématique partielle en coupe axiale d’un réducteur mécanique planétaire à gicleurs d’huile,
[Fig. 3] la figure 3 est une vue schématique partielle en coupe axiale d’un réducteur mécanique planétaire à barbotage, [Fig. 4] la figure 4 est une vue schématique partielle en coupe axiale d’un réducteur mécanique Wolfrom à barbotage,
[Fig. 5] la figure 5 est une vue schématique de face d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention, pour un réducteur mécanique à barbotage,
[Fig. 6] la figure 6 est une vue schématique à plus grande échelle d’une partie de l’ensemble de la figure 5, et illustre le fonctionnement du réducteur et la rotation de l’ensemble,
[Fig. 7] la figure 7 est une autre vue schématique à plus grande échelle d’une partie de l’ensemble de la figure 5, et illustre le fonctionnement du réducteur et la rotation de l’ensemble,
[Fig. 8] la figure 8 est une vue schématique partielle en perspective d’un réducteur comportant une variante de réalisation d’un ensemble selon l’invention,
[Fig. 9] la figure 9 est une vue schématique partielle en perspective d’un réducteur comportant une autre variante de réalisation d’un ensemble selon l’invention,
[Fig. 10] la figure 10 est une vue schématique en perspective d’une roue d’un train d’atterrissage d’aéronef et d’un système d’entraînement de cette roue.
Description détaillée de l'invention
La figure 1 décrit une turbomachine 1 qui comporte, de manière classique, une soufflante S, un compresseur basse pression 1a, un compresseur haute pression 1 b, une chambre annulaire de combustion 1c, une turbine haute pression 1 d, une turbine basse pression 1 e et une tuyère d’échappement 1 h. Le compresseur haute pression 1 b et la turbine haute pression 1 d sont reliés par un arbre haute pression 2 et forment avec lui un corps haute pression (HP). Le compresseur basse pression 1 a et la turbine basse pression 1 e sont reliés par un arbre basse pression 3 et forment avec lui un corps basse pression (BP). La soufflante S est entraînée par un arbre de soufflante 4 qui est entraîné en rotation avec l’arbre BP 3 au moyen d’un réducteur 6. Ce réducteur 6 peut être du type planétaire, épicycloïdal ou Wolfrom par exemple.
Bien que la description qui suit concerne un réducteur du type planétaire ou épicycloïdal, elle s’applique également à un différentiel mécanique dans lequel les trois composants, que sont le porte-satellites, la couronne et le solaire, sont mobiles en rotation, la vitesse de rotation de l’un de ces composants dépendant notamment de la différence de vitesses des deux autres composants. Elle s’applique également au cas particulier d’un réducteur à double étage du type Wolfrom.
Le réducteur 6 est positionné dans la partie amont de la turbomachine. Une structure fixe comportant schématiquement, ici, une partie amont 5a et une partie aval 5b qui compose le carter moteur ou stator 5 est agencée de manière à former une enceinte E entourant le réducteur 6. Cette enceinte E est ici fermée en amont par des joints au niveau d’un palier permettant la traversée de l’arbre de soufflante 4, et en aval par des joints au niveau de la traversée de l’arbre BP 3.
La figure 2 montre un réducteur 6 qui peut prendre la forme de différentes architectures selon si certaines pièces sont fixes ou en rotation. En entrée, le réducteur 6 est relié à l’arbre BP 3, par exemple par l’intermédiaire de cannelures internes 7a. Ainsi l’arbre BP 3 entraîne un pignon planétaire appelé le solaire 7. Classiquement, le solaire 7, dont l’axe de rotation est confondu avec celui de la turbomachine X, entraîne une série de pignons appelés satellites 8, qui sont répartis sur le même diamètre autour de l’axe de rotation X. Ce diamètre est égal au double de l’entraxe de fonctionnement entre le solaire 7 et les satellites 8. Le nombre de satellites 8 est généralement défini entre trois et sept pour ce type d’application.
L’ensemble des satellites 8 est maintenus par un porte-satellites 10. Chaque satellite 8 tourne autour de son propre axe Y, et engrène avec la couronne 9.
En sortie nous avons : ■ dans une configuration épicycloïdale, l’ensemble des satellites 8 entraine en rotation le porte-satellite 10 autour de l’axe X de la turbomachine. La couronne est fixée au carter moteur ou stator 5 via un porte-couronne 12 et le porte-satellites 10 est fixé à l’arbre de soufflante 4.
■ dans une configuration planétaire, l’ensemble des satellites 8 est maintenu par un porte-satellites 10 qui est fixé au carter moteur ou stator 5. Chaque satellite entraine la couronne qui est rapportée à l’arbre de soufflante 4 via un porte-couronne 12.
Chaque satellite 8 est monté libre en rotation à l’aide d’un palier 11 , par exemple de type roulement ou palier lisse hydrodynamique. Dans le cas d’un palier lisse, le palier 11 comprend un corps de palier 10b et les corps de palier 10b des différents paliers lisses sont positionnés les uns par rapport aux autres et sont portés par des parois 10a1 , 10a2 du porte-satellites 10. Les parois 10a1 , 10a2 ont une forme annulaire et sont perpendiculaires à l’axe X. Elles sont à distance axiale l’une de l’autre et reçoivent entre elles les paliers 11 , les satellites 8 et le solaire 7.
Il existe un nombre de paliers 11 égal au nombre de satellites 8. Pour des raisons de fonctionnement, de montage, de fabrication, de contrôle, de réparation ou de rechange, les paliers 11 (et en particulier les corps de palier 10b) et les parois 10a1 , 10a2 peuvent être séparés en plusieurs pièces.
Pour les mêmes raisons citées précédemment, la denture 8d d’un réducteur peut être séparée en plusieurs hélices présentant chacun un plan médian P. Dans notre exemple, nous détaillons le fonctionnement d’un réducteur à plusieurs hélices avec une couronne séparée en deux demi-couronnes :
■ une demi-couronne amont 9a constituée d’une jante 9aa et d’une demi-bride de fixation 9ab. Sur la jante 9aa se trouve l’hélice amont de la denture du réducteur. Cette hélice amont engrène avec celle du satellite 8 qui engrène avec celle du solaire 7.
■ une demi-couronne aval 9b constituée d’une jante 9ba et d’une demi- bride de fixation 9bb. Sur la jante 9ba se trouve l’hélice aval de la denture du réducteur. Cette hélice aval engrène avec celle du satellite 8 qui engrène avec celle du solaire 7.
Si les largeurs d’hélice varient entre le solaire 7, les satellites 8 et la couronne 9 à cause des recouvrements de denture, elles sont toutes centrées sur un plan médian P pour les hélices amont et sur un autre plan médian P pour les hélices aval.
La demi-bride de fixation 9ab de la couronne amont 9a et la demi-bride de fixation 9bb de la couronne aval 9b forment la bride de fixation 9c de la couronne. La couronne 9 est fixée à un porte-couronne en assemblant la bride de fixation 9c de la couronne et la bride de fixation 12a du porte- couronne à l’aide d’un montage boulonné par exemple.
En variante, la bride 9c de la couronne 9 pourrait être remplacée par des cannelures.
Les flèches de la figure 2 décrivent l’acheminement de l’huile dans le réducteur 6. L’huile arrive dans le réducteur 6 depuis la partie stator 5 dans le distributeur 13 par différents moyens qui ne seront pas précisés dans cette vue car ils sont spécifiques à un ou plusieurs types d’architecture. Le distributeur est séparé en deux parties en général chacune répétée du même nombre de satellites. Les injecteurs 13a ont pour fonction de lubrifier les dentures et les bras 13b ont pour fonction de lubrifier les paliers 11. L’huile est amenée vers des injecteurs 13a pour ressortir par des extrémités 13c afin de lubrifier par de l’huile les dentures des satellites 8, du solaire 7 et aussi de la couronne 9. L’huile est également amenée vers le bras 13b et circule via la bouche d’alimentation 13d du corps de palier 10b dans une cavité interne 10c de ce dernier. L’huile circule ensuite dans cette cavité 10c pour alimenter des orifices 10d de passage d’huile jusqu’à une surface cylindrique externe de guidage du satellite correspondant.
Le réducteur 6 de la figure 2 est ainsi un réducteur du type à gicleurs ou injecteurs d’huile.
Au contraire, la présente invention concerne un réducteur du type à barbotage dont deux exemples sont illustrés aux figures 3 et 4. Dans la figure 3, le réducteur 106 est un réducteur planétaire à barbotage, c’est-à-dire que sa couronne 109 est mobile et que son porte-satellites 110 est fixe, ou un réducteur épicycloïdal à barbotage, c’est-à-dire que sa couronne est fixe et que son porte-satellites est mobile. Comme on le voit dans cette figure, le réducteur 106 est enfermé dans une enceinte Q fermée de manière étanche.
L’enceinte Q peut être formée par un ou plusieurs carters annulaires 120, 122 assemblés les uns aux autres. L’étanchéité est assurée par des joints 124 ou analogues qui sont par exemple situés :
- entre le carter 120, 122 de l’enceinte Q et le solaire 107 ou l’arbre solidaire du solaire ou accouplé avec le solaire,
- entre la couronne 109 ou le porte-couronne 112 et le carter 120, 122 de l’enceinte Q.
A l’arrêt, l’huile H1 contenue dans l’enceinte Q est située en partie basse du réducteur 106 et en particulier de l’enceinte Q. Une partie de la couronne 109, des satellites 108 et du porte-satellites 110 baignent ou barbotent dans cette huile. En fonctionnement, un anneau d’huile H2 se forme à l’intérieur de l’enceinte Q, tout autour de l’axe X.
Dans la figure 4, le réducteur 206 est un réducteur Wolfrom à barbotage, c’est-à-dire qu’il comprend deux couronnes 209a, 209b, à savoir une couronne mobile 209a et une couronne fixe 209b. Comme on le voit dans cette figure, le réducteur 206 est également enfermé dans une enceinte Q fermée de manière étanche.
Les satellites 208 sont à double étage et comprennent un premier étage 208a engrené avec la première couronne 209a et le solaire 207, et un second étage 208b engrené avec une seconde couronne 209b qui est fixe vis-à-vis dudit axe longitudinal X.
L’enceinte Q peut être formée par un ou plusieurs carters annulaires 220, 222 assemblés les uns aux autres. La couronne fixe 209b est ici fixé au(x) carter(s) 220, 222 de l’enceinte Q, et en particulier intercalée entre deux carters 220, 222 de l’enceinte Q. L’étanchéité est assurée par des joints annulaires 225 ou analogues qui sont par exemple situés :
- entre le carter 220, 222 de l’enceinte Q et le solaire 207 ou l’arbre solidaire du solaire ou accouplé avec le solaire,
- entre le carter 220, 222 de l’enceinte Q et la couronne mobile 209a, et
- entre la couronne mobile 209a et le solaire 207 ou l’arbre solidaire du solaire ou accouplé avec le solaire.
Il peut en outre y avoir des étanchéités entre le porte-satellites 210 et le solaire 207 ou l’arbre solidaire du solaire ou accouplé avec le solaire, ainsi qu’entre ce solaire 207 ou cet arbre et la couronne mobile 209a ou l’élément solidaire en rotation de la couronne mobile.
Les éléments mobiles en rotation sont guidés par des paliers à roulement 224 qui sont par exemple situés :
- entre le carter 220, 222 de l’enceinte Q et la couronne mobile 209a,
- entre le carter 220, 222 de l’enceinte et le porte-satellites 210,
- entre le porte-satellites 20 et les satellites 208, et
- entre la couronne mobile 209a et le solaire 207 ou l’arbre solidaire du solaire ou accouplé avec le solaire.
A l’arrêt, l’huile H1 est située en partie basse du réducteur 206 et en particulier de l’enceinte Q. Une partie des couronnes 209a, 209b, des satellites 208 et du porte-satellites 210 baignent ou barbotent dans cette huile. En fonctionnement, un anneau d’huile H2 se forme à l’intérieur de l’enceinte Q, tout autour de l’axe X.
La présente invention concerne un ensemble 230 pour un réducteur mécanique 106, 206 d’aéronef, cet ensemble 230 comportant des satellites 232 et un porte-satellites 234. Cet ensemble 230 est mobile en rotation autour de l’axe X donc le réducteur 106, 206 peut être du type épicycloïdal, différentiel ou Wolfrom. Par ailleurs, ce réducteur 106, 206 peut être utilisé dans une turbomachine 1 telle que celle illustrée à la figure 1 , pour l’entraînement d’une soufflante S, ou dans un autre contexte comme dans un système d’entraînement d’une roue pour un train d’atterrissage d’aéronef (cf. figure 10).
L’ensemble 230 selon l’invention peut coopérer avec une seule couronne 109 comme dans le cas du réducteur 106 de la figure 3, ou avec deux couronnes distinctes, respectivement mobile 209a et fixe 209b, comme dans le réducteur 206 de la figure 4.
Les figures 5 à 7 illustrent un premier mode de réalisation d’un ensemble 230 selon l’invention, et les figures 8 et 9 illustrent des variantes de réalisation de cet ensemble 230.
Les satellites 232 sont régulièrement espacés autour de l’axe X et comportent chacun deux extrémités longitudinales cylindriques 232a, comme cela est également visible dans les figures 3 et 4. Chacun des satellites 232 peut comprendre une seule denture 232b destinée à être engrenée avec le solaire 107 et la couronne 109. En variante, chacun des satellites 232 peut comprendre deux dentures 232b dont une est engrenée avec le solaire 207 et la couronne mobile 209a et dont l’autre est engrenée avec la couronne fixe 209b.
De manière connue en soi, la ou chaque denture 232b de chaque satellite 232 peut être formée d’une seule pièce avec un axe physique centré sur l’axe Y et comportant les deux extrémités longitudinales 232a. C’est par exemple le cas de l’une des dentures des satellites 208 de la figure 4 (celle de gauche), qui est formée d’une seule pièce avec les deux extrémités longitudinales. En variante, la ou chaque denture 232b de chaque satellite 232 pourrait être montée par frettage sur un axe physique comportant ces extrémités longitudinales 232a. C’est par exemple le cas de l’autre des dentures des satellites 208 de la figure 4 (celle de droite) et de la denture des satellites 108 de la figure 3, qui sont chacune montées par un palier lisse sur un corps physique comportant deux extrémités longitudinales 232a de montage sur le porte-satellites.
On note : Dext_Sa, le diamètre maximal d’une circonférence C1 centrée sur l’axe X et passant par les satellites 232, et
Dint_Sa, le diamètre minimal d’une circonférence C2 centrée sur l’axe X et passant par les satellites 232.
Le porte-satellites 234 a une forme annulaire autour de l’axe X et comporte des logements 238 de réception des satellites 232. Ces logements 238 sont régulièrement répartis autour de l’axe X et sont chacun délimités axialement par deux parois 240, 242 s’étendant respectivement dans deux plans perpendiculaires à l’axe X, et deux cloisons latérales 244 s’étendant entre les parois 240, 242.
Les parois 240, 242 comportent les orifices 236 de montage des extrémités longitudinales 232a des satellites 232.
Les parois 240, 242 définissant les logements 238 comportent des premières parois 240 reliées les unes autres aux autres pour former un premier anneau A1 autour de l’axe. Ce premier anneau A1 s’étend principalement dans un plan perpendiculaire à l’axe X.
Les secondes parois 242 sont à distance circonférentielles les unes des autres, et sont reliées les unes aux autres par des ponts de matière 243 pour former un second anneau A2 autour de l’axe X. Ces ponts de matière 243 sont destinés à être appliqués et fixés sur le premier anneau A1 pour solidariser les deux anneaux A1 , A2 du porte-satellites 234 entre eux. Les secondes parois 242 définissent ainsi entre elles des espaces E circonférentiels libres.
Chacune des secondes parois 242 est reliée aux cloisons 244 par ses extrémités circonférentielles. Les espaces E précités sont ainsi délimités en direction circonférentielles par ces cloisons 244.
Les cloisons 244 peuvent diverger l’une par rapport à l’autre radialement vers l’extérieur, comme dans l’exemple représenté. Elles forment par exemple entre elles un angle a supérieur ou égal à 60°, mesuré dans un plan perpendiculaire à l’axe X (figure 5). En variante, cet angle a peut être inférieur à 60° voire négatif selon le besoin. On note :
Dext_CI, le diamètre d’une circonférence C3 centrée sur l’axe X et passant par les extrémités radialement externes des cloisons 244, et
Dint_CI, le diamètre d’une circonférence C4 centrée sur l’axe X et passant par les extrémités radialement internes des cloisons 244.
On constate notamment à la figure 1 que :
Dext_CI < Dext_Sa, et
Dint_CI > Dint_Sa.
L’ensemble 230 selon l’invention comprend en outre des écopes à huile 250 qui sont solidaires du porte-satellites 234 et qui sont régulièrement réparties autour de l’axe X et intercalées entre les satellites 232.
Chacune des écopes 250 comporte au moins un godet 252, 254 incurvé dont la concavité 256 s’étend en partie autour d’un des satellites 232 et est séparée de ce satellite par l’une des cloisons 244.
Dans un réducteur à gicleurs d’huile tel que celui représenté à la figure 2, des collecteurs d’huile peuvent être intercalés entre les satellites. Ces collecteurs ont des concavités qui entourent les satellites, au plus près de leurs dentures, et la fonction de ces collecteurs est de collecter l’huile projetée par les dentures et de guider son écoulement.
Dans la présente invention, les écopes 250 n’ont pas la même fonction car elles sont séparées par les cloisons 244 des dentures 232b des satellites 232, et sont également à distance de ces dentures.
On comprend ainsi que les écopes 250 sont logées dans les espaces E précités.
Chacune des écopes 250 peut comprendre un unique godet 252 dont la concavité 256 est orientée en fonction du sens de rotation du porte-satellites 234, comme cela sera décrit plus en détail dans ce qui suit.
Dans l’exemple représenté, chacune des écopes 250 comprend deux godets 252, 254 incurvés dont les concavités 256 sont orientées dans des directions opposées pour s’étendre respectivement autour des satellites 232 entre lesquels l’écope 250 est montée. Les deux godets 252, 254 de chaque écope 250 peuvent être reliés l’un à l’autre par une platine 258 de fixation au porte-satellites 234. Cette platine 258 s’étend par exemple dans un plan perpendiculaire à l’axe X et est appliquée axialement contre le porte-satellites 234, et en particulier contre le premier anneau A1 formé par les premières parois 240.
La platine 258 comprend des orifices axiaux qui sont alignés avec des orifices du porte-satellites 234 pour le passage de moyens de fixation (non représentés) du type vis-écrou ou analogues.
En variante, la platine 258 peut être fixée sur le porte-satellites par soudage. Dans ce cas, la platine 258 ne comprend pas d’orifices pour sa fixation.
Ces moyens de fixation peuvent également servir à la fixation des deux anneaux A1 , A2 du porte-satellites 234. Les orifices de la platine 258 sont alors alignés avec des orifices des deux anneaux A1 , A2 du porte-satellites 234.
Chacune des écopes 250 peut être formée d’une seule pièce, comme dans l’exemple représenté. La ou les godets 252, 254 et la platine 258 sont ainsi formés d’une seule pièce.
Le godet 252, 254 et le satellite 232 autour duquel la concavité 256 du godet s’étend, sont situés à une distance circonférentielle H l’un de l’autre qui est par exemple supérieure ou égale à une moitié du rayon maximal R du satellite 232 (figure 6).
Le ou chaque godet 252, 254 a une dimension axiale L1 qui est inférieure à une dimension axiale L2 des cloisons 244.
On note :
Dext_Go, le diamètre d’une circonférence C5 centrée sur l’axe X et passant par les extrémités radialement externes des godets 252, 254,
Dint_Go, le diamètre d’une circonférence D6 centrée sur l’axe X et passant par les extrémités radialement internes des godets.
De préférence :
- Dext_CI < Dext_Go < Dext_Sa, et
- Dint_Sa < Dint_Go < Dint_CI. Dans une variante non représentée, les écopes sont formées d’une seule pièce avec le porte-satellites ou une partie du porte-satellites, et par exemple avec l’un de ces anneaux A1 , A2.
Le fonctionnement de l’ensemble 230 est schématiquement représenté aux figures 6 et 7.
Au démarrage et en fonctionnement, l’ensemble 230 tourne autour de l’axe X et sa partie basse baigne dans l’huile H1 présente dans le réducteur 106, 206 ou disposée tout autour du réducteur pour former un anneau H2 dans l’enceinte. Les écopes 250 forcent l’huile à se déplacer (flèches T) et orientent cette huile dans une direction prédéterminée, par exemple vers des engrènements à lubrifier. L’engrènement à lubrifier est par exemple celui entre les satellites et la couronne fixe dans le cadre d’un réducteur du type Wolfrom.
En variante, les écopes 250 pourraient simplement récupérer de l’huile en partie basse pour l’amener en partie haute. Une fois en haut, l’huile pourrait ruisseler sur les éléments nécessitant une lubrification.
Lorsqu’il y a une seule écope 250 entre deux satellites 232 adjacents, leurs concavités 256 sont orientées en fonction du sens de rotation de l’ensemble 230 de façon à ce que l’huile puisse être récupérée et déplacée par ces concavités.
Dans la variante de réalisation de la figure 8, le réducteur 106 est du type épicycloïdal et comprend une seule couronne 109. Chaque écope 250 est positionnée de sorte que son ou ses godets 252, 254 soit décalé axialement de la couronne 109 pour écoper de l’huile à côté de la couronne 109. Dans le cas présent, Dext-Go peut être supérieur ou égal au diamètre interne de la couronne 109.
Dans la variante de réalisation de la figure 9, le réducteur 206 est du type Wolfrom et comprend deux couronnes, respectivement mobile 209a et fixe 209b. Chaque écope 250 est positionnée de sorte que son ou ses godets 252, 254 soit décalé axialement de la couronne 209b et alignée radialement avec la couronne 209a. Les écopes 250 sont configurées pour écoper de l’huile au niveau de la couronne 209a. Dans le cas présent, Dext-Go peut être supérieur ou égal au diamètre interne de la couronne 209b et est inférieur au diamètre interne de la couronne 209a.
Dans ces figures 8 et 9, les références 260 désignent les moyens précités de fixation des platines 258 des écopes 250 au porte-satellites 234.
La figure 10 montre un système 310 d’entraînement d’au moins une roue 312 d’un train d’atterrissage 314 d’aéronef.
La roue 312 comporte une jante 316 qui a un axe de rotation X. De manière classique, cette jante 316 a une forme générale tubulaire ou de disque et porte à sa périphérie un pneu 318.
Le système 310 comprend un moteur électrique 320 et un système de transmission mécanique 322 entre un arbre du moteur 320 et la jante 316 de la roue 312.
Dans l’exemple représenté, le moteur 320 et le système 322 ont chacun une forme générale annulaire et sont centrés sur l’axe X. Ils sont disposés à côté l’un de l’autre et le système 322 est installé entre le moteur 320 et la jante 316. Une partie du système 322, voire également une partie du moteur 320, pourraient être logées dans la jante 16 pour réduire l’encombrement du système 310. Le moteur 320 et le système 322 peuvent être protégés par un capot cylindrique extérieur 326 en saillie sur un côté de la jante 316 ou du pneu 318.
Le système de transmission mécanique 322 comprend un réducteur mécanique 328 similaire au réducteur 106, 206 décrit dans ce qui précède et incluant un ensemble 230 au sens de l’invention.

Claims

REVENDICATIONS
1. Ensemble (230) comportant des satellites (232) et un porte-satellites (234) pour un réducteur mécanique (106, 206) à barbotage, en particulier d’aéronef, cet ensemble (230) ayant une forme annulaire autour d’un axe longitudinal (X), les satellites (232) étant régulièrement espacés autour dudit axe (X) et comportant chacune deux extrémités longitudinales cylindriques (232a), le porte-satellites (234) ayant une forme annulaire autour dudit axe (X) et comportant des logements (238) de réception des satellites (232), ces logements (238) étant régulièrement répartis autour dudit axe (X) et étant chacun délimités axialement par deux parois (240, 242) s’étendant respectivement dans deux plans perpendiculaires audit axe (X), et deux cloisons latérales (244) s’étendant entre les parois (240, 242), ces parois (240, 242) comportant des orifices (236) de montage desdites extrémités longitudinales (232a) des satellites (232), caractérisé en ce qu’il comprend en outre des écopes à huile (250) qui sont solidaires du porte-satellites (234) et qui sont régulièrement réparties autour dudit axe (X) et intercalées entre les satellites (232), chacune de ces écopes (250) comportant au moins un godet (252, 254) incurvé dont la concavité (256) s’étend en partie autour d’un des satellites (232) et est séparée de ce satellite (232) par l’une desdites cloisons (244).
2. Ensemble (230) selon la revendication 1 , dans lequel chacune des écopes (250) comprend deux godets (252, 254) incurvés dont les concavités (256) sont orientées dans des directions opposées pour s’étendre respectivement autour des satellites (232) entre lesquels l’écope (250) est montée.
3. Ensemble (230) selon la revendication 2, dans lequel les deux godets (252, 254) de chacune des écopes (250) sont reliés l’un à l’autre par une platine (258) de fixation au porte-satellites (234).
4. Ensemble (230) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel chacune des écopes (250) est formée d’une seule pièce.
5. Ensemble (230) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le godet (252, 254) et le satellite (234) autour duquel la concavité (256) du godet s’étend, sont situés à une distance (H) circonférentielle l’un de l’autre qui est supérieure ou égale à une moitié d’un rayon maximal (R) du satellite (234).
6. Ensemble (230) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le ou chaque godet (252, 254) a une dimension axiale (L1 ) qui est inférieure à une dimension axiale (L2) desdites cloisons (244).
7. Ensemble (230) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel :
- Dext_CI < Dext_Go < Dext_Sa, et
- Dint_Sa < Dint_Go < Dint_CI, dans lesquelles :
Dext_CI est le diamètre d’une circonférence (C3) centrée sur ledit axe (X) et passant par des extrémités radialement externes desdites cloisons (244), Dext_Go est le diamètre d’une circonférence (C5) centrée sur ledit axe (X) et passant par des extrémités radialement externes desdits godets (252, 254),
Dext_Sa est le diamètre maximal d’une circonférence (C1 ) centrée sur ledit axe (X) et passant par les satellites (232),
Dint_Sa est le diamètre minimal d’une circonférence (C2) centrée sur ledit axe (X) et passant par les satellites (232),
Dint_Go est le diamètre d’une circonférence (C6) centrée sur ledit axe (X) et passant par des extrémités radialement internes desdits godets (252, 254), et
Dint_CI est le diamètre d’une circonférence (C4) centrée sur ledit axe et passant par des extrémités radialement internes desdites cloisons (244).
8. Ensemble (230) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel chacune des écopes (250) est fixée par des vis ou boulons (260) sur le porte-satellites (234), ces vis ou boulons (260) étant également utilisés pour fixer deux anneaux (A1 , A2) du porte-satellites (234) formant respectivement lesdites parois (240, 242) desdits logements (238).
9. Ensemble (230) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel lesdites cloisons (244) sont formées d’une seule pièce avec l’une des parois (240, 242) du porte-satellites (234).
10. Ensemble (230) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel les écopes (250) sont formées d’une seule pièce avec le porte- satellites (234) ou une partie du porte-satellites.
11. Réducteur mécanique (106, 206) à barbotage, en particulier pour un aéronef, ce réducteur (106, 206) comportant :
- un solaire (107, 207) mobile en rotation autour d’un axe longitudinal (X),
- au moins une couronne (109, 209a) montée autour du solaire (107, 207) et dudit axe longitudinal (X), et
- un ensemble (230) selon l’une des revendications précédentes qui est mobile en rotation autour dudit axe longitudinal (X), les satellites (108, 208) de cet ensemble étant montés entre le solaire (107, 207) et la couronne (109, 209a) et engrenés avec le solaire et la couronne, ces satellites (108, 208) ayant des axes de rotation (Y) parallèles audit axe (X), et
- une enceinte (Q) étanche dans laquelle sont situés le solaire (107, 207), la première couronne (109, 209a), et ledit ensemble (203), cette enceinte (Q) étant configurée pour contenir de l’huile destinée à être écopée par les écopes (250) à huile dudit ensemble.
12. Réducteur (106, 206) selon la revendication 11 , dans lequel les satellites (232) sont à double étage et comprennent un premier étage engrené avec une première couronne (209a) mobile autour dudit axe longitudinal (X) et le solaire (107, 207), et un second étage engrené avec une seconde couronne (209b) qui est fixe vis-à-vis dudit axe longitudinal (X).
13. Réducteur (6) selon la revendication 11 ou 12, dans lequel le ou chaque godet (252, 254) de chacune des écopes (250) est décalé axialement de la couronne (109) pour écoper de l’huile à côté de la couronne (109), ou est décalé axialement de la couronne fixe (209b) et aligné radialement avec la couronne mobile (209a) pour écoper de l’huile au niveau de cette couronne mobile (209a).
14. Turbomachine (1 ), en particulier pour un aéronef, comportant au moins un ensemble (230) selon l’une des revendications 1 à 10 ou un réducteur mécanique (106, 206) selon l’une des revendications 11 à 13.
15. Système (210) d’entrainement pour une roue (212) de train d’atterrissage (214), en particulier pour un aéronef, comportant au moins un ensemble (230) selon l’une des revendications 1 à 10 ou un réducteur mécanique (106, 206) selon l’une des revendications 11 à 13.
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