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" Perfectionnements apportés aux installations motrices avec turbines à combustion interne".
La présente livrent ion est relative aux installations motrices avec turbines à combustion interne et du genre de celles dénommées généralement "machines compound" et qui com- portent au moins deux rotors, mécaniquement indépendants et capables de tourner à'des vitesses angulaires différentes et dont chacun fait partie d'un compresseur et d'une turbine d'entraînement.
Dans ces machines compound de ce genre, l'air, après avoir passé dans les compresseurs en série, pénètre dans une chambre de combustion dans laquelle du combustible est injecté et brûlé, les produits gazeux résultant de la combustion tra- versent ensuite les turbines. De l'énergie peut être prélevée sur un des rotors ou à l'aide d'une turbine motrice séparée entraînée par les gaz en détente.
Généralement la turbine à haute pression est reliée mécaniquement au compresseur à haute pression,' les turbines à pression intermédiaire (si elles
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existent) respectivement à des compresseurs à pression inter- médiaire et le turbine à basse pression au compresseur à basse pression bien que ceci ne soit pas absolument essentiel. '
On a déjà proposé de se servir 6'un ventilateur dé- nomme "ventilateur encagé", établi dens un couloir et entraîné par l'un des rotors, pour augmenter la poussée propulsive des machines compound, montées sur des avions, pour les vitesses d'avancement réduites et le but de la présente invention est de réaliser une méthode nouvelle ou perfectionnée pour se ser- vir, à cet effet, d'un ventilateur encagé.
L'invention consiste, principalement, à établir le ventilateur encagé, faisant partie des installations du genre en question, en amont du compresseur à basse pression et de manière telle qu'une partie de l'air comprimé par le ventila- teur soit fournie au compresseur à basse pression alors que la partie restante de cet eir passe par une canalisation vers une ou plusieurs tuyères débitent des jets de propulsion,
L'air fourni à la ou les tuyères par la canalisation et provenant directement du ventilateur encagé, peut être dé- bité sous forme d'un au de plusieurs jets séparés alors que les gaz d'échappement, fournis par la machine ou par une turbine potrice distincte, peuvent être débités sous forme d'un ou plu- sieurs autres jets séparés.
Cet air et les gaz'd'échappement peuvent également se rejoindre avant d'Atre débités par une ou plusieurs tuyères communes.
Afin d'augmenter davantage la poussée et, dans cer- tains cas, le rendement de la machine motrice, on peut établir des moyens propres à brûler du combustible, entre certaines des turbines, dans la canalisation reliant le ventilateur encagé à la ou aux tuyères, débitant les jets propulseurs, ou encore entre la dernière turbine et ladite ou lesdites tuyères.
Ainsi, par exemple, on peut faire passer les gaz d'échappement, pro- venant de la turbine haute pression, par une chambre de com- bustion à réchauffage avant leur passage dans la turbine à basse pression, ladite chambre étant agencée et alimentée avec du combustible d'une manière analogue à celle adoptée pour la chambre de combustion qui précède la turbine à haute pression alors que, en plus, du combustible peut être injecté et brûlé à l'entrée de le canalisation aboutissant directement à la ou eu± tuyères.
Les figs. 1 et 2 des dessins ci-annexés montrent, à titre d'exemple, et en mi-coupe radiale et en mi-élévation, respectivement deux moces de réalisation différents d'une ma- chine doublement compound avec turbine à combustion interne et destinée à être montée sur un avion. Les mêmes prganes sont désignés par les mêmes chiffres de référence.
Sur la fig. l, la machine doublement compound est lo- gée dans une carlingue 10 qui, de pair evec un carénage ou nez 11 délimite une entrée d'air 12, orientée vers l'avant.
La machine comprend deux rotors, mécaniquement indépendants, capables de tourner à des vitesses différentes, chacun de ces rotors ayant une forme complexe et étant constitué par un rotor de compresseur axial accouplé à un rotor de turbine axiale et qui entraîne le premier.
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Le rotor complexe pour la basse pression est constitué par un arbre 13, disposé suivent l'axe de la machine et sur le- quel est fixé, a ou à proximité de son extrémité avant, un tam- bour de compresseur 14 avec aubes à l'aide de dieques ou dia- phragmes terminaux 15. Cet arbre porte à son extrémité arrière le disque tournant 16 avec aubes d'une turbine à basse pression.
L'ambre 13 peut tourner dans des paliers 17, 18, 19 qui sont logés dans des bottes établies respectivement aux centres de diaphragmes 20, 21 et 22. Le rptpr complexe pour la haute pres- sion comprend un rotor de compression axial 23 avec aubes et un rotor de turbine axiale 24 avec aubes, ces rotors étant re- liés entre eux par. un arbre creux 25, de forme conique. Le rotor pour la haute pression peut tourner librement autour de l'arbre 13 à 1',-ride de paliers 26 tout en étant logé entre les éléments compresseur et turbine du rotor pour la basse pression,
Un carter de stator à aubes 27 entoure l'élément compresseur 14 du rotor pour la basse pression et il est monté entre deux conduits annulaires 28 et 29 faisant respectivement parties intégrantes des diaphragmes 20 et 21.
L'élément com- presseur 23 du rotor pour la haute pression est logé dans un carter de stator à aubes 30 établi entre le conduit annulaire 29 et un anneau de sortie 31 monté à l'extrémité avant d'un carter fixe 32 qui entoure l'arbre creux 25. Le rotor 24 pour la haute pression est logé dans uh carter de stator à aubes 33 monté sur l'anneau d'entrée 34, à l'extrémité arrière du carter 32 et il est supporté par le diaphragme 22 et par un palier 19 alors que le rotor de turbine à basse pression est logé dans un carter de stator à aubes 35 relié à l'extrémité arrière du carter de stator 33.
Les chambres de combustion 36, dont une seule a été montrée, sont réparties axialement autour du compresseur à haute pression, l'entrée de chaque chambre étant reliée au cyon- duit annulaire 31 et sa sortie étant raccordée à l'anneau d'entrée 34 de la turbine. Du combustible est injecté dans chaque chambre 36 par un brûleur 37 pour brûler continuellement dans cette chambre. L'établissement des chambres de combustion le long du compresseir à haute pression, comme montré, oblige le courant à faire une double inversion entre les compresseurs et les turbines mais il permet de réduire la longueur totale de la machine motrice.
L'extrémité avant de l'arbre 13 entraîne, par une transmission réductrice 38 et un arbre coaxial 39, le rotor à aubes 40 d'un ventilateur dont les aubes 41 travaillent entre des aubes fixes 42 pour ventilateur dans un couloir 43 dans l'entrée 12 et en amont du bord d'attaque d'un carénage interne 44. La transmission réductrice 38 est'logée dans une boîte 45 reliée au conduit annulaire 28 et le couloir 43 et il est en- touré d'un carénage 46 alors que l'arbre 39 du rotor du venti- lateur est monté dans un palier 47 supporté par un diaphragme 50 rendu solidaire du couloir 43 par les aubes fixes 42. La partie amont du rotor 40 du ventilateur porte un arbre entrai- neur 51, prolongé vers l'avant et qui actionne un moteur 52 logé dans le carénage ou nez 11 et qui peut servir à l'actionne- ment de mécanismes accessoires.
Ce moteur est supporté par une botte 53 reliée au couloir 43 du ventilateur par les aubes fixes 42, cette botte comprenant un diaphragme 54 sur lequel est monté un palier 55 pour l'arbre 51.
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Le carénage interne 44 et le carlingue 10 délimitent un conduit annulaire qui s'étend vers l'arrière, le long et à l'extérieur de la machine pour aboutir directement à la sortie
56 du jet propulseur. La partie avant et recourbée vers l'in- térie ur dudit carénage 44 délimite, de pair avec le carénage 46, une entrée d'air 57 v.rs l'anneau d'entrée 28 du compresseur à basse pression. La partie arrière du carénage 44 est également recourbée vers 1 intérieur pour délimiter, de pair avec un carénage de sortie 58, un conduit d'échappement annulaire 59 qui se prolonge vers l'arrière depuis le sortie de la turbine à basse pression pour eboutir un peu en amont de la sortie 56 du jet propulseur.
Un brûleur 60 est prévu pour injecter et brûler du combustible additionnel dans le conduit d'échappement
59 en vue d'augmenter la poussée fournie par le jet.
Pour la disposition telle que montrée, l'air admis en 12 et comprimé dans le ventilateur encagé 41, 42,43 est'.': subdivisé par le bord d'attaque du carénage interne 44 en un courant interne et un courant externe, de section transversale annulaire, le courant interne entrant, en 57, dans le compres- seur à basse pression alors que le courant externe s'écoule directement par le concuit annulaire, formé entre le carénage
44 et la carlingue 10, vers l'arrière dudit carénage 44 où il se rejoint avec lesgaz réchauffés sortant de la turbine pour for- mer un jet de propulsion débité par l'orifice 56.
Au lieu que l'air et les gaz d'échappement se rejoignent avant d'être dé- bités sous forme d'un jet unique, on peut prolonger le conduit d'échappement 59 de manière que son bord arrière se trouve dans le plan de ]!orifice 56, afin que l'air et les gaz d'échap- pement soient débités sous forme de jets séparés.
Pour le mode de réalisation selon la fig. 2, la dispo- sition est analogue à celle de la fig. 1 excepté que des chambres de combustion 61, servent au rechauffage et dont une seule est montrée, sont prévues entre les turbines à haute e à basse pression, ces chambres 61 comportant des brûleurs à injection
62. De plus, des brûleurs à injection 63, dont un seul a été montré, .sont établis à l'entrée du conduit d'air, formé entre la carlingue 10 et le carénage 44 et qui aboutit directement à la sortie 56 du jet propulseur.
REVENDICATIONS
EMI4.1
1. Une installation motrice avec turbine à combustion interne, notamment pour la propulsion d'avions et du type compound du genre spécifié et dans laquelle on établit le ventilateur encagé, faisant partie des installations du genre en ques- /l<5wn>< tion, en amont du compresseur à basse pression et de manière telle qu'une partie de l'air comprimé par le ventilateur soit fournie au compresselir ,, basse pression alors que la partie restante de cet air passe par une canalisation vers une ou plusieurs tuyères débitant de,s jets de propulsion.
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"Improvements made to power plants with internal combustion turbines".
This deliver ion relates to power plants with internal combustion turbines and of the type generally called "compound machines" and which include at least two rotors, mechanically independent and capable of rotating at different angular speeds, each of which is part of a compressor and drive turbine.
In these compound machines of this type, the air, after having passed through the compressors in series, enters a combustion chamber into which fuel is injected and burnt, the gaseous products resulting from the combustion then pass through the turbines. Energy can be taken from one of the rotors or from a separate power turbine driven by the expanding gases.
Generally the high pressure turbine is mechanically connected to the high pressure compressor, 'intermediate pressure turbines (if they are
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exist) respectively to intermediate pressure compressors and the low pressure turbine to the low pressure compressor although this is not absolutely essential. '
It has already been proposed to use a fan called a "caged fan", established in a corridor and driven by one of the rotors, to increase the propulsive thrust of the compound machines, mounted on airplanes, for the speeds d. Progress is reduced and the object of the present invention is to provide a new or improved method of making use of a caged ventilator for this purpose.
The invention consists, mainly, in establishing the enclosed fan, forming part of the installations of the type in question, upstream of the low pressure compressor and in such a way that part of the air compressed by the fan is supplied to the fan. low-pressure compressor while the remaining part of this eir passes through a pipe to one or more nozzles delivering propulsion jets,
The air supplied to the nozzle (s) by the pipe and coming directly from the caged fan, can be discharged in the form of one or more separate jets, while the exhaust gases, supplied by the machine or by a turbine separate potrice, can be delivered as one or more other separate jets.
This air and the exhaust gases can also join together before being discharged by one or more common nozzles.
In order to further increase the thrust and, in certain cases, the efficiency of the prime mover, it is possible to establish means suitable for burning fuel, between some of the turbines, in the pipe connecting the cage fan to the nozzle (s). , delivering the propellant jets, or between the last turbine and said nozzle (s).
Thus, for example, it is possible to pass the exhaust gases, coming from the high pressure turbine, through a reheating combustion chamber before their passage through the low pressure turbine, said chamber being arranged and supplied with. fuel in a manner analogous to that adopted for the combustion chamber which precedes the high pressure turbine while, in addition, fuel can be injected and burned at the inlet of the pipe leading directly to the nozzle (s) .
Figs. 1 and 2 of the appended drawings show, by way of example, and in radial half-section and in half-elevation, respectively two different embodiments of a double-compound machine with internal combustion turbine and intended for be on an airplane. The same organs are designated by the same reference numerals.
In fig. 1, the double compound machine is housed in a cabin 10 which, together with a fairing or nose 11 delimits an air inlet 12, facing forward.
The machine comprises two rotors, mechanically independent, capable of rotating at different speeds, each of these rotors having a complex shape and being constituted by an axial compressor rotor coupled to an axial turbine rotor and which drives the first.
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The complex rotor for low pressure is formed by a shaft 13, arranged along the axis of the machine and on which is fixed, at or near its front end, a compressor drum 14 with vanes at l. Using dieques or terminal diaphragms 15. This shaft carries at its rear end the rotating disc 16 with vanes of a low pressure turbine.
Amber 13 can rotate in bearings 17, 18, 19 which are housed in bundles established at the centers of diaphragms 20, 21 and 22 respectively. The complex rptpr for high pressure comprises an axial compression rotor 23 with vanes. and an axial turbine rotor 24 with vanes, these rotors being interconnected by. a hollow shaft 25, of conical shape. The rotor for the high pressure can rotate freely around the shaft 13 at 1 ', - wrinkle bearings 26 while being housed between the compressor and turbine elements of the rotor for the low pressure,
A vane stator casing 27 surrounds the compressor element 14 of the rotor for the low pressure and it is mounted between two annular ducts 28 and 29 forming respectively integral parts of the diaphragms 20 and 21.
The compressor element 23 of the high pressure rotor is housed in a vane stator housing 30 established between the annular duct 29 and an outlet ring 31 mounted at the front end of a fixed housing 32 which surrounds it. The hollow shaft 25. The rotor 24 for the high pressure is housed in a vane stator housing 33 mounted on the inlet ring 34 at the rear end of the housing 32 and is supported by the diaphragm 22 and by a bearing 19 while the low pressure turbine rotor is housed in a vane stator housing 35 connected to the rear end of stator housing 33.
The combustion chambers 36, only one of which has been shown, are distributed axially around the high pressure compressor, the inlet of each chamber being connected to the annular tube 31 and its outlet being connected to the inlet ring 34. of the turbine. Fuel is injected into each chamber 36 by a burner 37 to burn continuously in this chamber. The establishment of the combustion chambers along the compress at high pressure, as shown, forces the current to make a double reversal between the compressors and the turbines but it makes it possible to reduce the total length of the prime mover.
The front end of the shaft 13 drives, by a reduction transmission 38 and a coaxial shaft 39, the bladed rotor 40 of a fan whose blades 41 work between fixed blades 42 for a fan in a passage 43 in the inlet 12 and upstream of the leading edge of an internal fairing 44. The reduction transmission 38 is housed in a box 45 connected to the annular duct 28 and the passage 43 and it is surrounded by a fairing 46 while the shaft 39 of the fan rotor is mounted in a bearing 47 supported by a diaphragm 50 made integral with the passage 43 by the fixed vanes 42. The upstream part of the rotor 40 of the fan carries a drive shaft 51, extended towards the front and which actuates a motor 52 housed in the fairing or nose 11 and which can be used to actuate accessory mechanisms.
This motor is supported by a boot 53 connected to the passage 43 of the fan by the fixed vanes 42, this boot comprising a diaphragm 54 on which is mounted a bearing 55 for the shaft 51.
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The internal fairing 44 and the cabin 10 define an annular duct which extends towards the rear, along and out of the machine to terminate directly at the outlet.
56 of the propellant jet. The front part and curved towards the inside of said fairing 44 defines, together with the fairing 46, an air inlet 57 v.rs the inlet ring 28 of the low pressure compressor. The rear portion of the fairing 44 is also curved inwardly to define, together with an outlet fairing 58, an annular exhaust duct 59 which extends rearwardly from the outlet of the low pressure turbine to crumble a shortly upstream of the outlet 56 of the propellant jet.
A burner 60 is provided for injecting and burning additional fuel in the exhaust duct
59 in order to increase the thrust provided by the jet.
For the arrangement as shown, the air admitted at 12 and compressed in the caged fan 41, 42,43 is '.': Subdivided by the leading edge of the internal fairing 44 into an internal current and an external current, of annular cross-section, the internal current entering, at 57, into the compressor at low pressure while the external current flows directly through the annular concuit formed between the shroud
44 and the cabin 10, towards the rear of said fairing 44 where it joins with the heated gases leaving the turbine to form a propulsion jet delivered through the orifice 56.
Instead of the air and the exhaust gases coming together before being discharged in the form of a single jet, the exhaust duct 59 can be extended so that its rear edge is in the plane of ]! orifice 56, so that the air and the exhaust gases are delivered as separate jets.
For the embodiment according to FIG. 2, the arrangement is similar to that of FIG. 1 except that combustion chambers 61, are used for heating and only one of which is shown, are provided between the high and low pressure turbines, these chambers 61 comprising injection burners
62. In addition, injection burners 63, only one of which has been shown, are established at the inlet of the air duct, formed between the cabin 10 and the shroud 44 and which leads directly to the outlet 56 of the jet. thruster.
CLAIMS
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1. A power plant with an internal combustion turbine, in particular for the propulsion of airplanes and of the compound type of the type specified and in which the caged fan is established, forming part of the installations of the type in question- / l <5wn> <tion , upstream of the low-pressure compressor and in such a way that part of the air compressed by the fan is supplied to the compresselir ,, low pressure while the remaining part of this air passes through a pipe to one or more nozzles delivering of, s propulsion jets.
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