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"Perfectionnements apportés aux installations motrices avec turbines à combustion interne."
La présente invention est relative à des installations motrices avec turbines à combustion interne du genre de celles pour lesquelles de l'air est comprimé dans un compresseur et dé- bité, par celui-ci, dans des chambres de combustion dans lesquel- les on injecte du combustible qui brûle dans ces chambres d'une manière continue et à une pression constante. Les gaz obtenus sont ensuite détendus à une pression plus basse et dans une tur- bine, le compresseur et la turbine étant du type à écoulement axial.
L'invention concerne plus spécialement l'utilisation des installations de ce genre comme machine motrice principale sur des aéronefs (avions) bien que l'invention ne soit pas li- mitée à des installations motrices destinées à cette applica- tion particulière.
Un but de l'invention est de réaliser une installa- tion motrice du genre en question qui soit peu encombrante et
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de construction symétrique en formant des canaux d'écoulement pour ainsi dire droits pour le fluide actif depuis l'entrée du compresseur, à travers ce dernier et dans les chambres de com- bustion et, ensuite, à travers la turbine jusqu'à la sortie de celle-ci sans inversions, coudes ou écarts substantiels pour le trajet suivi par le courant.
Un autre but de l'invention est de réaliser une installation motrice du genre spécifié en premier lieu et pour laquelle une réduction de la longueur axiale est obte- nue en logeant la turbine et le compresseur l'un dans l'autre.
L'invention envisage également d'éliminer les réactions du couple moteur sur la structure fixe et d'éviter l'usage d'ar- bres transmettant des couples élevés.
Un autre but de l'invention est de réaliser une installation motrice du genre spécifié en premier lieu et con- venant plus spécialement à être logée dans les limites d'une aile d'avion tout en étant agencée de manière à pouvoir four- nir les gaz d'échappement selon les besoins à une ou deux tu- yères à jets de propulsion par réaction.
L'installation motrice, fournie selon l'invention, est également agencée de manière à pouvoir fournir deux cou- rante indépendants de gaz d'échappement provenant de la tur- bine et destinés à être détendus davantage dans deux turbines à échappement distinctes qui peuvent être reliées à tout méca- nisme extérieur à commander.
L'invention consiste, principalement, à faire com- porter aux installations, du genre en question, deux unités ou éléments à turbine- compresseur dont les couronnes sont re- liées entre-elles par des chambres de combustion de manière que l'air qui est comprimé dans une unité ou un élément puis- se être utilisé pour fournir du gaz servant à l'entrainement de l'autre unité ou ensemble. De préférence, l'écoulement se fait à sens unique par le compresseur d'une unité, par une ou plu- sieurs chambres de combustion intermédiaires et par la turbine de l'autre unité, les deux courants circulant en sens opposés dans l'installation, en se croisant ou en étant parallèles entre les unités à turbine-compresseur.
Les dessins ci-annexés montrent, à titre d'exemple, un mode de réalisation de l'invention.
La fig. 1 montre, en coupe axiale (en partie schéma- tique), une installation agec turbine interne et servant à la propulsion par réaction d'un avion.
Les fig. 2 et 3 montrent, schématiquement et res- pectivement en plan et en coupe transversale, le montage de cette installation dans une aile d'avion.
Les fig. 4 et 5 montrent, semblablement, un mon- tage analogue, mais établi selon une variante.
Pour l'exemple montré sur la fig. 1 , une unité à dou- ble effet, mais qui ne fonctionne pas en compound, comprend deux
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éléments à turbine-compresseur indentiques et à écoulement axial, placés coaxialement et à la.suite l'un de l'autre dans un car- ter fixe 10. Un arbre fixe 11 (établi suivant l'axe du carter 10) porte des parois transversales 12,13, 14 et 15 écartées les unes des autres dans le sens axial. Ces parois sont ren- dues solidaires du carter respectivement par des séries de bras radiaux 16, 17 et 18,19 ainsi que 20,21 et 22,23. Entre les séries extérieure et intérieure des bras sont établies des ba- gues continues 53,54, 55 et 56 formant corps respectivement avec les bras correspondants.
Les parois 13 et 14 ainsi que les bras et bagues qui en sont solidaires délimitent les extrémités internes des deux éléments à turbine-compresseur dont les extrémités externes sont délimitées par les parois 12 et 15 et par les bras et bagues qui en sont solidaires.
Entre les parois 12 et 13 sont établies plusieurs roues 26 d'un rotor de l'élément iL turbine-compresseur et qui sont montées sur des paliers 24 de manière à pouvbir'tourner indépendamment sur l'arbre 11, chaque roue portant une série u- nique d'aubages étagés 28 et-30 d'un élément turbine-compres- seur. Les parties internes 28 des aubes sont constituées comme des aubes de compresseur et les parties externes 20 comme des aubes de turbines Entre les parties externe et interne de cha- que aube est établie une cloison 32 faisant corps avec cette aube. Quand la roue est complètement montée, ces cloisons forment un anneau en substance continu.
Les différents anneaux laissent subsister un faible jeu entre-eux et pour les bagues fi- xes 53 et 54 en constituant ainsi une cloison cylindrique sé- parant le canal d'écoulement de la turbine (extérieur) d'avec le canal d'écoulement du compresseur (intérieur). Des joints (non montrés) sont prévus pour rendre ces jeux étanches. Les canaux susdits sont coaxiaux et annulaires, la paroi extérieu- re du canal de la turbine étant constituée par celle du carter
10 alors que la paroi interne du canal du compresseur'.est for- mée par les jantes à rebords des roues 26 du rotor et par les cloisons 12,13, ces jantes étant séparées par de faibles jeux de manière qu'elles forment une paroi cylindrique pratiquement continue.
Les orientations des aubes du compresseur sont en sens opposés par rapport à celles de la turbine de sorte que les roues
26 tournent 'alternativement en deux directions opposées..
L'agencement du.deuxième élément à turbine-compresseur est exactement le même, cet élément comprend des paliers 25 des roues de rotor 27 et des aubages étagés avec cloison inter- médiaire 29,31, 33.
Entre les deux éléments à turbine-compresseur sont établies des chambres de combustion 34,35 réparties le long d'une circonférence, ces chambres étant reliées aux extrémités internes des canaux de turbine et de compresseur.
Pour chaque paire de chambres de combustion voisines
34 et 35, l'une 34 communique avec le canal de compresseur de l'élément de droite (comme visible sur la fig. 1) et avec le canal de turbine de l'élément de gauche et l'autre chambre 35 est reliée au canal de compresseur de l'élément de gauche et au canal de turbine de l'élément de droite.
Les chambres de combustion 34 et 35 comportent des tuyères 36, 37 pour l'injection du combustible, les directions de l'écoulement du fluide actif étant montrées par des flèches
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Les parois terminales 12 et 15 supportent des corps bombés 40 et 41 et que les bagues 53 et 56 sont montés des corps cylindriques 42 et 43 qui, ensemble, délimitent des conduits d'admission annulaires aboutissant aux canaux de compresseur alors que les corps 42, 43 sont prolongés par les entrées d'air 44 et 45. Les corps cylindriques 42 et 43 traversent les fonds bombés 46 et 47 fermant le carter 10. Les espaces annulaires entre les corps 42, 46 et entra les corps 43 et 47 recueillent les gaz d'échappement desturbines et dirigent ces gaz vers des conduits 47,49 aboutissant aux tuyères à jets de propul- sion.
Les directions des courants d'air dans les conduits d'admission et d'échappement (vers les/tuyères) sont montrées par des flèches.
Les bras 16 et 22, en plus de leur rôle sustenta- teur, font également fonction d'aubes de guidage à l'entrée des compresseurs et, de même les bras 28 et 20 sont des au- bes de guidage à la sortie des compresseurs. Les bras 17,23 et 19,21 jouent le même rôle à la sortie et à l'entrée des turbines.
On voit que cet agencement permet au fluide ac- tif, de s'écouler suivant une ligne droite, dans l'ensemble de l'élément depuis une extrémité à l'autre sana inversion ou sans coude, bien que chaque élément à turbine-compresseur fonc- tionne d'après le principe à contre-courant, les écoulements se faisant vers l'intérieur dans les compresseurs et vers l'extérieur dans les turbines. Ceci est obtenu en établissant les chambres de combustion, de manière qu'elles puissent per- mettre la traversée directe des gaz d'un compresseur vers la turbine correspondante, les circulations des gaz dans deux chambres voisines se faisant en sens inverses et le compresseur alimentant la turbine de l'autre élément.
Pour l'installation telle que montrée, les rotors des éléments à turbine-compresseur ne sont pas reliés à un mécanisme extérieur quelconque à entrainer et l'énergie, four- nie par les turbines, est complètement absorbée pour actionner les compresseurs alors que la totalité de l'énergie restante, contenue dans les gaz d'échappement des turbines, sert pour produire une poussée par des jets émanant des tuyères.
Les fig. 2 et 3 montrent comment une telle unité motrice peut être logée dans une partie épaisse d'une aile d'avion, le profil de l'aile montré en plan et en coupe dési- gné par 50. Les ouvertures pou;, les admissions et les jets sont désignées respectivement par 51,52 et elles sont apla- ties dans le sens vertical (fig. 3) pour s'étaler dans le plan horizontal (fig. 2) en affectant la forme d'une trompette.
Pour cette installation on a montré deux entrées d'air et deux tuères à jets, les entrées d'air étant orientées vers l'avant de l'avion et les tuyères vers l'arrière de celui-ci.
Les fig. 4 et 5 montrent une variante avec une en- trée unique 51a alimentant deux branches d'admission 44a et 45a et une tuyère unique 52a alimentée par un conduit d'échap- pement à deux branches 48a, 49a.
Suivant une variante (non montrée) les éléments à turbine-compresseur ne sont pas identiques en ce sens que l'un
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de ces éléments comporte nne couronne à fluide pour le com- presseur et qui est logée dans la couronne à fluide pour la turbine alors que pour l'autre, les emplacements de ces couron- nes sont inversés de même que les séries d'aubes de leurs au- bages étagés.
Pour cette disposition, toutes les chambres de com- bustion sont symétriques en ce qui concerne leurs entrées et leurs sorties mais elles sont disposées suivant deux séries concentriques. Suivant une autre variante, au lieude se ser- vir de deux rangées de chambres de combustion réparties le long d'une circonférence, on peut les disposer suivant deux séries annulaires et concentriques.
REVENDICATIONS
EMI5.1
1 - Installation motrice avec turbine à combustion inter- ne et du genre spécifié, comportant deux unités ou éléments à , turbine-compresseur dont les couronnes sont reliées entre-elles /? I.//'7; par des chambres de combustion de manière que l'air qui est compri- ¯c.--- mé dans une unité ou un élément puisse être utilisé pour fournir du gaz servant à l'entraînement de l'autre unité,ou ensemble.
2 - Installation motrice du genre spécifié et fonction- nant suivant un cycle à pression constante et avec écoulement con- tinu, comportant deux éléments coaxiaux à turbine.compresseur, es- pacés dans le sens axial et à écoulement axial, chaque élément comprenant des moyens propres à délimiter des canaux d'écoulement coaxiaux et annulaires pour le compresseur et la turbine, l'un desdits éléments étant logé dans l'autre, des rotors communs pour ces éléments et munis d'aubages pour compresseur et pour turbines établis respectivement dans lesdits canaux, les au- bages et les sections des canaux étant agencés de manière à per- mettre des circulations en contre-courant des fluides dans cha- que élément avec les deux admissions pour les canaux de turbine établis en regard l'u#de l'autre ;
au moins deux chambres de combustion reliant les deux éléments à turbine-compresseur et ré- parties le long d'une circonférence autour de l'axe commun de ces éléments, pour former un premier canal d'écoulement compre- nant celui du compresseur d'un élément et passant par une des chambres de combustion pour aboutir au canal d'écoulement de la turbine de l'autre élément et un deuxième canal d'écoulement par- tant de celui du compresseur de l'autre élément, pour traverser l'autre chambre de combustion et aboutir au canal d'écoulement de la turbine du premier élément.
3 - Installation motrice telle que spécifiée sub 1 ou 2 dans laquelle on constitue les deux éléments à turbine-compresseur de manière qu'ils soient identiques, les canaux d'écoulement du compresseur se trouvant à l'intérieur des canaux d'écoulement de la turbine et plusieurs chambres de combustion espacées et analo- gues étant réparties uniformément le long d'une circonférence autour de l'axe commun desdits éléments, chaque chambre de com- bustion ayant une entrée et une sortie reliées respectivement aux canaux d'écoulement annulaires du compresseur et de la tur- bine et les chambres dé combustion alternées ayant leurs extrémi- tés d'entrée et de sortie inversées les unes par rapport aux au- tres.
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"Improvements made to power plants with internal combustion turbines."
The present invention relates to power plants with internal combustion turbines of the type for which air is compressed in a compressor and delivered, by the latter, into combustion chambers into which they are injected. fuel which burns in these chambers continuously and at constant pressure. The gases obtained are then expanded to a lower pressure and in a turbine, the compressor and the turbine being of the axial flow type.
The invention relates more particularly to the use of installations of this kind as main driving machine on aircraft (airplanes) although the invention is not limited to driving installations intended for this particular application.
An object of the invention is to provide a power plant of the type in question which is compact and
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of symmetrical construction, forming so to speak straight flow channels for the working fluid from the compressor inlet, through the latter and into the combustion chambers and, then, through the turbine to the outlet of it without reversals, bends or substantial deviations for the path followed by the current.
Another object of the invention is to provide a power plant of the kind specified in the first place and for which a reduction in the axial length is obtained by housing the turbine and the compressor one inside the other.
The invention also envisages eliminating the reactions of the engine torque on the fixed structure and avoiding the use of shafts transmitting high torques.
Another object of the invention is to provide a power plant of the type specified in the first place and more especially suitable for being housed within the limits of an airplane wing while being arranged so as to be able to provide the exhaust gas as required to one or two jet propulsion tubes.
The power plant, provided according to the invention, is also arranged so as to be able to supply two independent streams of exhaust gas coming from the turbine and intended to be further expanded in two separate exhaust turbines which can be connected to any external mechanism to be controlled.
The invention consists mainly in providing installations of the type in question with two turbine-compressor units or elements, the crowns of which are connected together by combustion chambers so that the air which is compressed in one unit or element and can then be used to supply gas to drive the other unit or assembly. Preferably, the flow is made in one direction through the compressor of one unit, through one or more intermediate combustion chambers and through the turbine of the other unit, the two currents circulating in opposite directions in the installation. , crossing or paralleling between turbine-compressor units.
The accompanying drawings show, by way of example, one embodiment of the invention.
Fig. 1 shows, in axial section (partly diagrammatic), an installation with an internal turbine and used for the jet propulsion of an airplane.
Figs. 2 and 3 show, schematically and respectively in plan and in cross section, the assembly of this installation in an airplane wing.
Figs. 4 and 5 show, similarly, a similar assembly, but established according to a variant.
For the example shown in fig. 1, a double-acting unit, but which does not work as a compound, includes two
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identical turbine-compressor elements with axial flow, placed coaxially and one after the other in a fixed casing 10. A fixed shaft 11 (established along the axis of the casing 10) carries walls transverse 12, 13, 14 and 15 spaced apart from each other in the axial direction. These walls are made integral with the casing respectively by series of radial arms 16, 17 and 18,19 as well as 20,21 and 22,23. Between the outer and inner series of the arms are established continuous rings 53, 54, 55 and 56 forming a body respectively with the corresponding arms.
The walls 13 and 14 as well as the arms and rings which are integral with them define the internal ends of the two turbine-compressor elements, the external ends of which are delimited by the walls 12 and 15 and by the arms and rings which are integral therewith.
Between the walls 12 and 13 are established several wheels 26 of a rotor of the turbine-compressor element iL and which are mounted on bearings 24 so as to be able to turn independently on the shaft 11, each wheel bearing a series u - nique of stepped blades 28 and-30 of a turbine-compressor element. The internal parts 28 of the blades are made like compressor blades and the external parts 20 like turbine blades Between the external and internal parts of each blade there is a partition 32 integral with this blade. When the wheel is fully assembled, these partitions form a substantially continuous ring.
The various rings leave a small clearance between them and for the fixed rings 53 and 54, thus constituting a cylindrical partition separating the flow channel of the turbine (outside) from the flow channel of the turbine. compressor (interior). Seals (not shown) are provided to make these sets watertight. The aforementioned channels are coaxial and annular, the outer wall of the channel of the turbine being formed by that of the casing.
10 while the internal wall of the compressor channel is formed by the flanged rims of the rotor wheels 26 and by the partitions 12,13, these rims being separated by small clearances so that they form a wall practically continuous cylindrical.
The orientations of the compressor blades are in opposite directions with respect to those of the turbine so that the impellers
26 rotate alternately in two opposite directions.
The arrangement of the second turbine-compressor element is exactly the same, this element comprises bearings 25 of the rotor wheels 27 and stepped vanes with an intermediate partition 29, 31, 33.
Between the two turbine-compressor elements are established combustion chambers 34, 35 distributed along a circumference, these chambers being connected to the internal ends of the turbine and compressor channels.
For each pair of neighboring combustion chambers
34 and 35, one 34 communicates with the compressor channel of the right element (as seen in fig. 1) and with the turbine channel of the left element and the other chamber 35 is connected to the compressor channel of the left element and to the turbine channel of the right element.
The combustion chambers 34 and 35 have nozzles 36, 37 for fuel injection, the directions of the flow of the working fluid being shown by arrows.
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The end walls 12 and 15 support domed bodies 40 and 41 and that the rings 53 and 56 are mounted cylindrical bodies 42 and 43 which together delimit annular intake ducts leading to the compressor channels while the bodies 42, 43 are extended by the air inlets 44 and 45. The cylindrical bodies 42 and 43 pass through the domed ends 46 and 47 closing the casing 10. The annular spaces between the bodies 42, 46 and between the bodies 43 and 47 collect the gases turbine exhaust and direct these gases to conduits 47,49 terminating in the propulsion jet nozzles.
The directions of the air currents in the intake and exhaust ducts (to the / nozzles) are shown by arrows.
The arms 16 and 22, in addition to their supporting role, also function as guide vanes at the inlet of the compressors and, likewise the arms 28 and 20 are guide vanes at the outlet of the compressors. . The arms 17, 23 and 19, 21 play the same role at the outlet and at the inlet of the turbines.
It can be seen that this arrangement allows the working fluid to flow in a straight line throughout the element from one end to the other without inversion or without a bend, although each turbine-compressor element Works on the counter-current principle, with the flow in the compressors and out in the turbines. This is obtained by establishing the combustion chambers so that they can allow the direct passage of gases from a compressor to the corresponding turbine, the circulation of gases in two neighboring chambers being in opposite directions and the compressor supplying power. the turbine of the other element.
For the installation as shown, the rotors of the turbine-compressor elements are not connected to any external mechanism to be driven and the energy, supplied by the turbines, is completely absorbed to operate the compressors while all of the remaining energy, contained in the exhaust gases of the turbines, is used to produce thrust by jets emanating from the nozzles.
Figs. 2 and 3 show how such a power unit can be housed in a thick part of an airplane wing, the profile of the wing shown in plan and in section denoted by 50. The openings for;, the inlets and the jets are designated respectively by 51,52 and they are flattened in the vertical direction (fig. 3) to spread out in the horizontal plane (fig. 2), affecting the shape of a trumpet.
For this installation, two air inlets and two jet kills have been shown, the air inlets being directed towards the front of the airplane and the nozzles towards the rear thereof.
Figs. 4 and 5 show a variant with a single inlet 51a supplying two intake branches 44a and 45a and a single nozzle 52a supplied by an exhaust duct with two branches 48a, 49a.
According to a variant (not shown), the turbine-compressor elements are not identical in that one
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of these elements comprises a fluid ring for the compressor and which is housed in the fluid ring for the turbine, while for the other, the locations of these rings are reversed, as are the series of control blades. their stepped floors.
For this arrangement, all the combustion chambers are symmetrical as regards their inlets and outlets, but they are arranged in two concentric series. According to another variant, instead of using two rows of combustion chambers distributed along a circumference, they can be arranged in two annular and concentric series.
CLAIMS
EMI5.1
1 - Power plant with internal combustion turbine and of the type specified, comprising two units or elements with turbine-compressor whose crowns are interconnected /? I.//'7; by combustion chambers so that the air which is compressed in one unit or element can be used to provide gas for driving the other unit or assembly.
2 - Power plant of the kind specified and operating according to a cycle at constant pressure and with continuous flow, comprising two coaxial elements with turbine compressor, spaced in the axial direction and with axial flow, each element comprising means suitable for delimiting coaxial and annular flow channels for the compressor and the turbine, one of said elements being housed in the other, common rotors for these elements and provided with blades for compressor and for turbines respectively established in said channels, the blades and the sections of the channels being arranged in such a way as to allow countercurrent circulation of fluids in each element with the two inlets for the turbine channels established opposite the u # of the 'other;
at least two combustion chambers connecting the two turbine-compressor elements and distributed along a circumference around the common axis of these elements, to form a first flow channel comprising that of the compressor. one element and passing through one of the combustion chambers to end in the flow channel of the turbine of the other element and a second flow channel starting from that of the compressor of the other element, to pass through the other combustion chamber and lead to the flow channel of the turbine of the first element.
3 - Power plant as specified in sub 1 or 2 in which the two turbine-compressor elements are made so that they are identical, the flow channels of the compressor being inside the flow channels of the turbine and a plurality of spaced and like combustion chambers being uniformly distributed along a circumference around the common axis of said elements, each combustion chamber having an inlet and an outlet connected respectively to the annular flow channels of the turbine. compressor and turbine and the alternating combustion chambers having their inlet and outlet ends reversed with respect to each other.
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