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"Perfectionnements apportés aux installations motrices avec turbines à combustion interne pour la propulsion d'avions."
La présente invention est relative à des instal- lations motrices avec turbines à combustion interne pour la propulsion d'aéronefs et du genre de celles généralement dénommées "machines doublement compound" et comportant deux rotors mécaniquement indépendants et capables de tour- ner à des vitesses différentes et dont chacun est consti- tué par un compresseur entraîne par une turbine.
Pour ce genre de machines doublement compound, l'air passe successivement dans les compresseurs en série, traverse ensuite une chambre,'de combustion dans laquelle du combustible est injecté et brûlé, les produits gazeux, résultant de la combustion, étant après détendus dans les
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turbines. De l'énergie peut être prélevée sur l'un des ro- tors et à l'aide d'une turbine motrice séparée.
On peut augmenter notablement le puissance utile de la machine doublement compound et, par certains agence- ments, aussi leur efficacité en faisant intervenir un ré- chauffage lui consiste à injecter et à brûler du combustible additionnel dans les produits de combustion gazeux en un ou plusieurs points compris entre des turbines adjacentes ou des étapes de turbine voisins.
Il est d'usage de relier mécaniquement la turbine HP au compresseur HP et la turbine BB au compresseur BB afin d'obtenir le fonctionnement le plus efficace et le plus souple de la machine d.oublement compound. Cette disposition avantageuse a oblige, jusqu'ici, à avoir recours à des arbres concentriques avec les complications mécaniques considérables qui en résultent ou à faire usae de canalisations ou conduites compliquées avec les pertes de charge excessives qu'elles produisent. Toutefois, si l'on fait intervenir un réchauffage et si l'on veut éviter la combustion dans les aubages de turbine, on se heurte à d'autres difficultésen prévoyant suffisamment d'espace pour que la combustion puisse être complète.
L'invention concerne plus spécialement des machines doublement compound, plus spécialement pour avions, dans lesquelles les rotors BP et HP sont alignés axialement et à proximité l'un de l'autre, le but principal poursuivi étant de rendre ces machines telles que l'usage des arbres concentri-ues pour les rotors HP et BP soit évité, ainsi que les complications mécaniques qui en résultent et qu'on puisse établir une canalisation simple entre ler turbines HP et BB.
Elle consiste, principalement, à établir les turbines HP et BP, qui entraînent respectivement les compresseurs HP et BP, des installations du Genre en question,
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entre les compresseurs, l'énergie étant prélevée sur le rotor du compresseur BP pour actionner un ventilateur encagé qui fournit de l'air, à la compression initiale, au compresseur BP. Cette disposition permet d'espacer suffisamment les rotors HP et BP pour que l'on puisse loger entre les deux turbines une chambre de combustion pour le réchauffage, à laquelle on donne une capacité et une forme appropriées pour ne pas augmenter le longueur de chacun des arbres des rotors en écartant ainsi les troublesiencon- trés généralement avec de longs arbres aux vitesses de rotation réduites.
L'énergie résiduelle des gaz d'échappement peut être utilisée sous forme d'un ou de plusieurs jets propulseurs.
Les dessins ci-annexés montrent, à titre d'exemple, plusieurs modes d.e réalisation de l'invention.
La fig.1 montre, en mi-élévation et en mi-coupe axiale, une installation motrice avec turbine à combustion interne et du type doublement compound pour la propulsion par ;;et de réaction d'un avion.
La fig.2 montre, semblablement, une variante de cette installation avec un réfrigérant établi entre les compresseurs BP et HP.
La fig.3 montre, à plus petite échelle et en élévation, l'installation motrice selon la fig.l, latuyère pour le jet de réaction étant montrée en coupe.
La fig.4 montre, semblablement, l'installation motrice selon la fig.2.
L'installation, montrée sur la fig.1 comprend depuis l'avant vers l'arrière, un ventilateur encagé, un compresseur BP, une turbine BP, une turbine HP et un compresseur HP, ces éléments étant disposés axialement et en série dans cet ord.re. Tousses éléments sont logés dans une carlingue 10 qui, à son extrémité avant et de pair avec un
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carénage conique Informe une entrée d'air 13, et qui, de
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pair avec un carénage intérieur 14 contenant les éléments d.e la machine nui se trouvent à l'arriére du ventilateur engage, forme un conduit annulaire 15 qui se prolonge vers l'arrière par un orifice ou une tuyère 16 (fig.3) pour un jet de propulsion.
Le bord d'attaque du carénage intérieur est recourbé ou replié sur lui-même pour former, avec un carence 17, une admission annulaire 18 pour l'air vers le compresseur BP.
Chacun des deux rotors de compresseur-turbine a une forme complexe et comprend un rotor de turbine axiale relié à un rotor de compresseur axial. Chaque rotor comple- xe fonctionne dans un stator complexe comprenant des élé- ments de turbine et de compresseur, qui sont reliés entre- eux tout en portant des paliers anti-friction sur lesquels les rotors prennent appui.
Le rotor BP comprend une roue de turbine 19 à aubes reliée à un. tambour de compresseur 20 à aubes, et qui sont portés par des paliers avant 21 et arrière 22 alors que le stator complexe, djoint ;au rotor BP, comprend un élément de turbine 23 à aubes et un élément de compresseur 24 à aubes, ce dernier étant intercalé entre des anne@@@ d'entrée 25 et de sortie 26.
L'anneau 'entrée 25 fait partie intégrante d'un diaphragme 27 portant le pa- lier avant 21 et l'élément de stator 23, pour turbine, fait partie inté,.r"nte des diaphragmes 28 et 29 qui portent es paliers arrière 22 alors qu'une bague fixe 30 relie cetélé- ment e stator 23 à l'anneau de sortie 26.
De même, le ro- tor HP comprend une roue de turbine 31 àaubes reliée à un tambour de compresseur 32 à aubes, le stator HP comportant un élément de stator 33 à aubes pour compresseur, qui est intercalé entre des anneaux d'entrée 34 et de sortie 35, et un élément de stator 36 à aubes pour turbine, qui est relié par une bague fixe 37 à l'anneau de sortie, 35. L'anneau d'entrée 34 est solidaire d'un diaphragme 38 @ortant un pa-
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lier arrière 39 alors que l'élément de stator 36, de la tur- bine, est solidaire d'un diaphragme 40 portant un palier a- vant 41. Une bague fixe 42 relie les éléments 23 et 36 du stator de turbine.
Un conduit 42 relie l'anneau de sortie 26 du com- presseur BP à 1!anneau d'entrée 34 du compresseur HP et une chambre de combustion 43, dans laquelle du combustible est injecté par un brûleur à gicleur 44 et brûle d'une manière continue, relie l'anneau de sortie 35 du compresseur HP à l'entrée de stator 36 de la turbine HP alors qu'une chambre de combustion 45, sert au réchauffage et dans laquelle du combustible est injecté par un brûleur à gicleur 46 et brû- le continûment. L'échappement de la turbine BP est déchargé, par le passage 47, dans le conduit d'air annulaire 15 en un endroit à l'arrière d'un gicleur de brûleur 48, orienté vers l'avant, de sorte que du combustible est injecté et brûlé dans le courant d'air s'écoulant vers l'arrière par le con- duit annulaire 15.
Le rotor BP entraîne, par l'intermédiaire d'un arbre 49, s'étendant vers l'avant, d'une transmission réduc- trice 50 et d'un arbre coaxial 51, le rotor 52 du ventila- teur encagé et dont les ailettes 53 fonctionnent entre les ailettes fixes 54' du ventilateur dans un conduit annulaire 55 prolongeant l'entrée d'air 13 et en amont du bord d'at- taque du carénage interne 14. La transmission réductrice 50 est loée dans une boite 56 établie entre l'anneau d'entrée 25 du compresseur BP et le passage 55 et elle porte un pa- lier 57 pour le rotor 52 du ventilateur.
Une boite de vites- se 58, pour fournir de l'énergie à des accessoires de l'ins- tallation, est entraînée par le rotor 52 du ventilateur et est supportée par le carénage conique 11 à l'aide d'un dia- phragme 59, rendu solidaire 'du passage 55 pour le ventila- @ teur.
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Pour le dispositif, décrit plus haut, de l'air pénétrant par l'entrée 13 et ayant subi une compression initiale par le ventilateur encaga, est subdivisé par le bord d'attaque du carénage intérieur 14 enCes courants intérieur et extérieur, de section annulaire. Le courant extérieur est chauffé en traversant la zone chaude obtenue à l'aide des gicleurs' 48 des brûleurs et s'écoule, vers l'arriere et par le conduit annulaire 15, directement vers la tuyère 16 pour le jet de propulsion.
Le courant d'air intérieur traverse le compresseur BP, le conduit 42 et le compresseur HP pour pénétrer dans la chambre de combustion 43 et les produits gazeux, résultant de la combustion, sont d'abord détendus dans la turbine Il!?, réchauffée ensuite dans la chambre de combustion 45 et détendus davantage dans la turbine BP pour être évacuée finalement vers l'arrière par le conduit 47 dans le courant d'air qui s'écoule par le conduit l5(fi.3). air la fig.2 la disposition générale est analogue excepté que l'on a supprimé le brûleur à gicleur 48 à la partie avant du conduit 15 et que le conduit 42, au lieu de relier directement les compresseurs BP et HP, les relie par un refroidisseur intermédiaire 60 intercalé dans le cond.uit 15.
Le passade 47 ne débouche pas deus le conduit 15 mais se prolonge vers l'arrière pour former un orifice distinct 61, pour un jet propulseur et gui est délimité par l'extrémité arrière du carénage 14 et un corps profilé d'échappement 62(fig.4). Un manchon ou une aine 63 calorifuge le corduit 42 à l'endroit où il traverse le conduit d'échappement 47.
Dans ce cas, le courant d'air passant par le conduit 15 et lesgaz @ui s'échappent par le passade 47 sont évacués sons forme de deux jets propulseurs concentriques et séparés.
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"Improvements made to power plants with internal combustion turbines for the propulsion of airplanes."
The present invention relates to power plants with internal combustion turbines for propelling aircraft and of the kind generally called "double compound machines" and comprising two mechanically independent rotors capable of rotating at different speeds. and each of which is constituted by a compressor driven by a turbine.
For this type of double-compound machine, the air passes successively through the compressors in series, then passes through a combustion chamber, into which fuel is injected and burnt, the gaseous products, resulting from the combustion, then being expanded in the
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turbines. Energy can be taken from one of the rotors and from a separate power turbine.
The useful power of the double-compound machine can be significantly increased and, by certain arrangements, also their efficiency by involving a reheating consists of injecting and burning additional fuel in the gaseous combustion products in one or more points between adjacent turbines or neighboring turbine stages.
It is customary to mechanically connect the HP turbine to the HP compressor and the BB turbine to the BB compressor in order to obtain the most efficient and flexible operation of the double compound machine. This advantageous arrangement has required, until now, to have recourse to concentric shafts with the considerable mechanical complications which result therefrom or to make usae of complicated pipes or conduits with the excessive pressure drops which they produce. However, if reheating is involved and if it is desired to avoid combustion in the turbine blades, further difficulties arise in providing sufficient space for combustion to be complete.
The invention relates more especially to double-compound machines, more especially for airplanes, in which the LP and HP rotors are axially aligned and close to each other, the main aim being to make these machines such as the the use of concentric shafts for the HP and LP rotors is avoided, as well as the resulting mechanical complications and that a simple pipe can be established between the HP and BB turbines.
It consists, mainly, in establishing the HP and LP turbines, which respectively drive the HP and LP compressors, installations of the type in question,
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between the compressors, the energy being taken from the rotor of the LP compressor to actuate a caged fan which supplies air, at the initial compression, to the LP compressor. This arrangement makes it possible to space the HP and LP rotors sufficiently apart so that a combustion chamber for reheating can be accommodated between the two turbines, to which a suitable capacity and shape is given so as not to increase the length of each of the turbines. rotor shafts, thus eliminating the troubles usually found with long shafts at low rotational speeds.
The residual energy of the exhaust gases can be used in the form of one or more propellant jets.
The accompanying drawings show, by way of example, several embodiments of the invention.
Fig. 1 shows, in mid-elevation and in mid-axial section, a power plant with internal combustion turbine and of the double compound type for the propulsion by ;; and reaction of an airplane.
Fig. 2 shows, similarly, a variant of this installation with a refrigerant established between the LP and HP compressors.
Fig.3 shows, on a smaller scale and in elevation, the power plant according to fig.l, the nozzle for the reaction jet being shown in section.
Fig.4 shows, similarly, the power plant according to fig.2.
The installation, shown in fig. 1 comprises, from the front to the rear, a caged fan, a LP compressor, an LP turbine, an HP turbine and an HP compressor, these elements being arranged axially and in series in this order. Elements are housed in a cabin 10 which at its forward end and together with a
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conical fairing Informs an air inlet 13, and which, of
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together with an internal fairing 14 containing the elements of the machine, which are located at the rear of the fan engaged, forms an annular duct 15 which is extended towards the rear by an orifice or a nozzle 16 (fig.3) for a jet of propulsion.
The leading edge of the inner fairing is curved or folded back on itself to form, with a deficiency 17, an annular intake 18 for air to the LP compressor.
Each of the two compressor-turbine rotors has a complex shape and includes an axial turbine rotor connected to an axial compressor rotor. Each complex rotor operates in a complex stator comprising turbine and compressor elements, which are interconnected while carrying anti-friction bearings on which the rotors rest.
The LP rotor comprises a turbine wheel 19 with blades connected to a. compressor drum 20 with blades, and which are carried by front 21 and rear 22 bearings while the complex stator, attached to the LP rotor, comprises a turbine element 23 with blades and a compressor element 24 with blades, the latter being interposed between inlet 25 and outlet 26 rings.
The inlet ring 25 forms an integral part of a diaphragm 27 carrying the front bearing 21 and the stator element 23, for the turbine, forms an integral part of the diaphragms 28 and 29 which carry the rear bearings. 22 while a fixed ring 30 connects this stator element 23 to the output ring 26.
Likewise, the HP rotor comprises a turbine wheel 31 with blades connected to a compressor drum 32 with blades, the HP stator comprising a stator element 33 with blades for a compressor, which is interposed between inlet rings 34 and output 35, and a stator element 36 with blades for a turbine, which is connected by a fixed ring 37 to the output ring, 35. The inlet ring 34 is integral with a diaphragm 38 supporting a pa -
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rear link 39 while the stator element 36 of the turbine is integral with a diaphragm 40 carrying a front bearing 41. A fixed ring 42 connects the elements 23 and 36 of the turbine stator.
A duct 42 connects the outlet ring 26 of the LP compressor to the inlet ring 34 of the HP compressor and a combustion chamber 43, into which fuel is injected by a nozzle burner 44 and burns at a low temperature. continuously, connects the outlet ring 35 of the HP compressor to the stator inlet 36 of the HP turbine while a combustion chamber 45 is used for reheating and in which fuel is injected by a nozzle burner 46 and burn it continuously. The exhaust of the LP turbine is discharged, through passage 47, into annular air duct 15 at a location behind a burner nozzle 48, facing forward, so that fuel is injected and burnt in the air stream flowing backwards through the annular duct 15.
The LP rotor drives, by means of a shaft 49, extending forwards, of a reduction transmission 50 and of a coaxial shaft 51, the rotor 52 of the caged fan and whose fins 53 operate between the fixed fins 54 'of the fan in an annular duct 55 extending the air inlet 13 and upstream of the leading edge of the internal fairing 14. The reduction transmission 50 is located in an established box 56. between the inlet ring 25 of the LP compressor and the passage 55 and it carries a bearing 57 for the rotor 52 of the fan.
A gearbox 58, for supplying power to plant accessories, is driven by the rotor 52 of the fan and is supported by the conical fairing 11 by means of a diaphragm. 59, made integral with the passage 55 for the fan.
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For the device, described above, the air entering through the inlet 13 and having undergone initial compression by the built-in fan, is subdivided by the leading edge of the inner fairing 14 into These inner and outer currents, of annular section . The external current is heated by passing through the hot zone obtained with the aid of the nozzles 48 of the burners and flows, towards the rear and through the annular duct 15, directly towards the nozzle 16 for the propulsion jet.
The internal air stream passes through the LP compressor, the duct 42 and the HP compressor to enter the combustion chamber 43 and the gaseous products, resulting from the combustion, are first expanded in the turbine II!?, Then reheated. in the combustion chamber 45 and relaxed further in the LP turbine to be discharged finally rearwardly through the duct 47 into the air stream which flows through the duct 15 (fi.3). air in fig. 2 the general arrangement is similar except that the nozzle burner 48 at the front part of the duct 15 has been omitted and that the duct 42, instead of directly connecting the LP and HP compressors, connects them by a intercooler 60 interposed in the duct 15.
The passage 47 does not open into the duct 15 but extends towards the rear to form a separate orifice 61, for a propellant jet and mistletoe is delimited by the rear end of the fairing 14 and a profiled exhaust body 62 (fig. .4). A sleeve or a groin 63 insulates the cord 42 where it passes through the exhaust duct 47.
In this case, the air current passing through the conduit 15 and the gas @ui escaping through the passage 47 are discharged in the form of two concentric and separate propellant jets.