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" Moteur à réaction "
L'invention concerne un moteur à réaction comportant, comme il est connu en soi, au moins un compresseur et plus d'une tur- bine, avec prévision, entre la turbine et le compresseur commandé par celle-ci, d'au moins une chambre de combustion, dans laquelle l'air est brûlé en mélange avec l'air comprimé par le compresseur.
Les types connus de tels moteurs à réaction comportent un compresseur et une turbine commandant celui-ci. La turbine n'ab- sorbe, à partir des gaz quittant la chambre de combustion, que l'énergie nécessaire à la commande du compresseur. Le jet de gaz qui s'échappe du moteur à réaction est alors riche en énergie cinétique et en énergie thermique.
En outre, on a déjà proposé d'appliquer une deuxième turbine,
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par exemple une deuxième roue de turbine tournant librement au- tour de l'arbre de la première roue de turbine. Cette deuxième roue absorbe une quantité supplémentaire d'énergie à partir du flux de gaz, mais, ici également, le jet de gaz quittant la tuyère de détente est encore très riche en énergie. Dans le cas considéré, la seconde turbine sert à commander un second compresseur, ce qui imprime à l'air une certaine pression préliminaire avant que celui- ci ne pénètre dans le compresseur principal. Dans ce cas, les deux compresseurs sont en série. En outre, la seconde turbine peut commander une hélice montée en série.
La présente invention se rapporte à un moteur à gaz du type décrit et est basée sur l'opinion que la puissance d'un tel moteur peut être augmentée dans des proportions considérables.
Il est vrai qu'on a déjà essayé de plusieurs manières de réaliser une meilleure puissance; toutefois, ceci n'est possible qu'en agissant sur un nombre de facteurs limité.
Le rendement théorique de l'air peut être améliore si l'on réduit le rapport T1, donc en choisissant, pour le compresseur,
T2 une température d'admission d'air moins élevée ou une température de sortie d'air plus élevée.
Comme T1 est plus petit auxhautes altitudes, l'énergie four- nie par les moteurs à réaction à ces altitudes est plus élevée qu'au basses altitudes.
T2 ne peut pas être augmenté infiniment en élevant la com- pression de l'air. Dans la pratique, l'élévation de la compression se voit imposer des limites particulières, vu que cette élévation exige un travail plus considérable et que, pour les taux de com- pression plus élevés, on doit employer des compresseurs plus en- combrants et plus pesants, dont l'énergie propre est moins élevée.
Dans la pratique, le taux de compression est alors généralement 4 : 1.
En dehors du facteur (air) précité, l'énergie est encore
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influencée par les pertes par échappement, rayonnement, refroi- dissement, frottement et combustion. L'énergie peut être augmentée uniquement en limitant les pertes, d'échappement.
Un certain nombre de facteurs qui réduisent l'énergie du moteur à réaction ne peuvent être influencés, pour des raisons pratiques.
Ainsi, par exemple, l'énergie du compresseur, l'énergie de la turbine et l'énergie aux embouchures du jet sont données par la construction de ces organes. et. dans la pratique, le choix de ceux-ci visera à adopter ceux qui fournissent l'énergie la plus élevée.
Partant de là, on pourrait encore augmenter la température de l'air avant, c'est-à-dire en amont de la turbine. Ceci a éga- lement pour effet d'augmenter le débit d'air à travers la machine (débit massique).Toutefois, la température à laquelle la turbine peut être soumise ne peut pas atteindre une valeur trop élevée eu égard aux propriétés du matériel. De plus, si l'on augmente la température dans la turbine, le jet d'échappement devient en- core plus rapide, ce qui conduit à une diminution du rendement du vol.
Selon l'invention, les turbines supplémentaires commandent un ou plusieurs compresseurs produisant un ou plusieurs jets de gaz secondaires, lesquels influencent le jet de gaz primaire du moteur dans une mesure telle que la vitesse du jet produit par la turbine supplémentaire est au moins égale ou de préférence supérieure à celle du jet de gaz primaire qui s'échappe en même temps.
Comme il ressortira de ce qui suit, ceci permet d'améliorer considérablement le rendement.
Lorsque l'invention est appliquée à un moteur à réaction pour la propulsion d'avions, la seconde turbine commande par ex. un second compresseur, ou bien, un certain nombre de turbines supplémentaires commandent des compresseurs supplémentaires. Dans ce cas, ces derniers ne sont pas intercalés, dans le circuit normal
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du moteur, mais en parallèle avec lui.
Le second compresseur ou les compresseurs supplémentaires se voit ou se voient adjoindre une ou plusieurs tuyères de détente auxiliaires. Il convient de construire le second compresseur autour du premier, de façon que la tuyère de détente auxiliaire entoure la tuyère principale. Le second compresseur peut tout aussi bien être construit dans le premier compresseur. Les tuyères de détente ne doivent pas nécessairement être séparées par une cloison. Dans ce dernier cas, les couches d'air frottent les unes sur les autres.
Le ou les compresseurs supplémentaires assure ou assurent eux-mêmes une propulsion convenable, cependant que l'on prend de préférence des dispositions afin que le jet quittant la tuyère de détente principale soit autant que possible, exempt d'énergie.
Un tel couplage de compresseurs, lesquels tournent de préfé- rence en sens opposés, offre l'avantage qu'il ne se produit pas de couplage extérieur. Ceci s'applique également aux turbines, comme il est connu en soi.
Bien qu'il ressorte de ce qui précède que l'on peut utiliser plus d'une turbine supplémentaire, ainsi que plus d'un compresseur supplémentaire, il ne sera question dans la suite que d'une turbi- ne supplémentaire et d'un compresseur supplémentaire, ceci pour des raisons de simplification.
Les avantages de l'invention seront d'abord démontrés par les calculs ci-après, où : To ou Po est la température ou la pression de l'air extérieur;
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x = kilogr. de carburant utilisé par kilogr. d'air; K = 1,4 = cp cv Cp pour l'air = ,4 (= 10 fois cp) v = vitesse de vol. g = 9,81 m/sec Q = rendement de la combustion du combustible, C6= vitesse du jet à la sortie de la tuyère de détente principale, C9= vitesse duet à la sortie de la tuyère de détente auxiliaire, P = le débit massique.
Lorsqu'on calcule l'énergie d'un moteur à réaction ordinaire (Whittle), qui ne comporte donc pas les dispositions selon la pré- sente invention, il n'est évidemment pas nécessaire de prendre en considération le compresseur auxiliaire, la turbine auxiliaire et la tuyère auxiliaire, qui n'en font pas partie.
On supposera : une vitesse de vol de 250 m/sec. (900 Km/h.)= v A = équivalent mécanique de la chaleur = 427 Kg.
EMI5.2
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T2=473 T3 1100 Taux de compression 1 : 4,
EMI6.1
de sorte que = 1,42 x 4 = 5,66
Po 11 en résulte que :
EMI6.2
T 2 .. 11= z, 50.
La chute de température dans le compresseur est égale à la chute de température dans]a turbine, de sorte que :
EMI6.3
Ta = Tl = T3 T4 = 154 5 T4 est donc 1.1000 - 154,5 = 945,bo.
Dans ces calculs, on ne prend pas en considération les pertes par rayonnement et les modifications de la chaleur spécifique.
Le rendement théorique de l'air est indiqué par la formule :
EMI6.4
On a, pour la turbine :
EMI6.5
Comme la pression n'est pas augmentée dans la chambre de compression
EMI6.6
P2::S tPs' t- donc !], = P3 . Par conséquent L4t = P4 x P3 = 5,68 3,185.
PO PO Po P3 Po 1.783 Dans le cas idéal 16 = P0 légale donc 4 , F ou (%] O,G86 = 4 = 1,392 PO P6 PQ T6
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d'où il résulte que T6 doit être calculé comme 945,5 = 6800 .
1,92 Ceci est donc la température finale du jet quittant la tuyère.
La vitesse du jet de gaz quittant la tuyère est indiquée par la formule :
EMI7.1
C6 V *A.Cp(T4-ï6) = V 2 x 427 x 5,4(945, 5-68Ô) = 738 débit massique est = C6 - v - 738-S50 48.8 mis kilogr.
Le débit massique est 9 " 9981 - 48.8 kiloa-r. g 9,81
Lorsque, conformément à l'invention, on applique un compres- seur auxiliaire branché en parallèle, dans un circuit séparé, les vitesses du jet, le débit massique et le rendement peuvent être calculés d'une manière analogue. Dans ce cas, on supposera d'abord qu'aucun échange thermique n'est applique dans la tuyère de dé- tente, de sorte que ce qui a été supposé dans les premiers calculs vaut également ici.
Il est désormais nécessaire d'établir des calculs pour les deux compresseurs. La relation ci-après vaut pour le premier
EMI7.2
compresseur : EZ Ti = (- PL2, ) K-1 K Ti Pl Pour le compresseur auxiliaire on a il =( P7 ) 'TT' Tl pal
EMI7.3
Pour la combustion dans la chambre de combustion, on a :
EMI7.4
La puissance du compresseur principal est : Cp (T2-T1) kilogr. cal/kilogr. d'air.
La puissance du compresseur auxiliaire est : Cp (T7- T1) kilogr. calAilogr. d'air.
La puissance de la turbine est Cp (T3-T4).
Or, la puissance de la turbine égale la somme des puissances
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des deux compresseurs, donc :
EMI8.1
Cp (Tg- T4) = Cp (T2- Tl) + aCp (T7 ... Tl)' par kilogr. d'air à travers le compresseur principal.
T6 Pô KK1 =() T Tl P1 T4 P4
En partant des détails ci-dessus, supposés se rapporter à un moteur à réaction existante on est amené aux calculs ci-après pour le moteur selon l'invention :
EMI8.2
T2 = 1,486 x 318,5 = 473 .
EMI8.3
T- Tl = 473 - 318,5 = 154,5 .
T3 = 11000 (supposé).
T3- T2= 1100 - 473 = 627 .
EMI8.4
On peut donc calculer x- : V .10.000 pour T3- Tt - XQ = "5 pour p 0 P 6¯O,L4 0,01505. îo.oo- 0901505.
Dans le cas le plus proche de l'idéal, il ne se produit aucune élévation de la pression dans la chambre de combustion, de sorte que :
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EMI9.1
On a supposé que -4 = 1,5, d'où devient -4-x-19,42 Po P4 1,5
EMI9.2
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Pour le compresseur auxiliaire: #L = P7 J 2 * 1,22.
Tl P1 T7 = 318,5 x 1,22 = 388,50. T7-T1 = 70
EMI9.4
Or, (T3-T4) = (T2-Tl) + a(T7-Tl) ou 47 = 154,5 x a x 70.
Il en résulte que a = 2,75.
Ceci signifie que, pour chaque Kg. d'air traversant le compresseur principal, 2,75 Kg. d'air traversent le compresseur auxiliaire.
Dans le cas idéal P6=Po. P4 P4
EMI9.5
Po - P6 p. 0,286 Ta P4 C85 = *-±.. On peut en calculer T68 . p Po T6 La vitesse C6 du jet de gaz dans la tuyère principale est : C6 V 2049,6 x (T4-T6) tandis que la vitesse C9 dans la tuyère auxiliaire est :
EMI9.6
Cg = V 049,6 x (T7Tg) T4 = ?530. T4 = ( 1>4 ) Os,286 6 6 On a posé P4 = 1, 5 et P6 = Po PO T6 est donc T4 ¯ 753 ' 8 = 6?-0 (:) 0.286 1.5 0.286 C6 = V 20495 (753w674) = 407 m/sec.
Tandis que T7 = 388,50.
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Lorsque, par suite d'un échange thermique,de la chaleur est absorbée depuis le jet dans la tuyère principale, T6 devient plus petit et T9 plus grand. On a donc supposé Tg = T8.
EMI10.2
(T4wT5) : a(TST7) : T4- TS (voir plus haut).
On a calculé que a = bzz5. aTS a'r7 = T4 T 8 ou , ? iT8 2,7OT7 = T4 - Tg.
3,75T8 = T4 + 2,75T7 = 753 + 1070 = 1823.
T5 et T8 représentnt 1823/3,75 =486.
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Or, on a posé P9 = Po.
P7 = 2.P1=2 x 1,42 x Po'
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La vitesse du jet dans la tuyère principale est :
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La vitesse dans la tuyère auxiliaire est :
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Le débit massique total est :
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ayant traversé le compresseur principal. vP 250 x 81
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rendement du vol ? xAQ 0,01505 x 47 x 10.000 ==# =
Avec un moteur à réaction normal, calculé comme ci-dessus, le rendement du vol, calculé d'une manière identique est :
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En résumé, il résulte de ces calculs que, toutes conditions étant égales : A) la vitesse du jet dans la tuyère de détente dans le cas d'un moteur à réaction normal est de 738 m/sec..
B) la vitesse du jet dans la tuyère de détente principale dans le cas d'un moteur selon l'invention, sans échange,... thermique, est de 407 m/sec.
C) la vitesse du jet dans la tuyère de détente auxiliaire avec un moteur selon l'invention, mais sans échange thermique, est de 453m/sec.
D) avec un échange thermique, la vitesse selon B devient 330 m/sec.
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E) te u " " n n "C" 508 m/sec.
Le débit massique est : Dans le cas A 48,8 kg.
" " " B C 73,0 " " " " D E 81,0 "
Le rendement de vol est : Dans le cas A 19% " " " B C .28,4% " " " D E 31,5 %.
Il résulte clairement des calculs ci-dessus que, lorsqu'on applique la présente invention, la vitesse du jet, ainsi que le
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débit massique et le rendement peuvent être considérablement modi- fiés. p En réglant le rapport P4/P, c'est-a-dire l'étage de pression PO après les turbines, on peut déterminer d'avance la puissance de la turbine. n réglant P4, c'est-à-dire la pression après les turbi- nes, on détermine l'étage de température dans la turbine, tout en déterminant la valeur du facteur a, c'est-à-dire la quantité d'air traversant le second circuit.On peut choisir préalablement la va- leur a (T7- T1), c'est-à-dire la hausse de la température dans le second compresseur.
Deux cas ont été considérés plus haut, à savoir, avec et sans échange thermique. Il est connu en soi d'absorber de la chaleur depuis le jet de la tuyère de détente principale, par exemple à l'aide d'un ventilateur à tuyauteries qui, sous l'action d'une roue à aubes de turbine, dirige de l'air froid le long de la tuyère de détente. Cet air froid est soumis à une pression très réduite ou nulle. On a également proposé d'appliquer un échange thermique où la chaleur absorbée depuis la tuyère de détente sert à chauffer de l'air qui est ensuite introduit dans le circuit après le compres- seur.
Ce principe connu en soi peut également être appliqué dans un moteur selon l'invention, bien qu'il soit avantageux d'accélerer les gaz dans la tuyère de détente auxiliaire en fournissant de la chaleur depuis la tuyère principale à la tuyère auxiliaire.
Un moteur selon l'invention présente l'avantage d'être parfai- tement réglable.
Le jet dans la tuyère auxiliaire peut être réglé en ajustant de diverses manières la compression dans le second compresseur.
Dans ce cas, une certaine quantité d'énergie peut subsister dans la tuyère principale, ce qui est avantageux lors de vols à cer- taines altitudes. Ceci permet de régler la vitesse. Comme T4 dépend de P4, et T7 de P7, et que ces deux valeurs déterminent la détente du jet dans la tuyère principale et la tuyère auxiliaire, on peut choisir, pour chaque vitesse de vol, la vitesse la plus favorable
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du jet de gaz. Donc, un moteur à réaction selon l'invention peut être appliqué avantageusement dans des avions moins rapides.
Il s'ensuit que lorsqu'un avion muni du moteur selon l'invention vole aux hautes altitudes (T est réduit) le rendement et le débit massique se trouvent considérablement améliorés
Dans les calculs ci-dessus, on n'a pas considéré (aux fins de comparaison d'ailleurs) les différentes pertes qui se présentent dans la pratique. On a supposé que, dans la pratique, le moteur selon l'invention comporte des organes tels que turbines et compres- Beurs, dont chacun possède un rendement propre aussi élevé que possible.
Four un calcul plus précis, il convient de prendre en consi- dération qu'à mesure que l'avion atteint une altitude plus élevée, le nombre K se modifie, cependant que la chaleur spécifique n'est pas la même dana tous les cas.
On peut démontrer par les calculs qu'un echangeur de chaleur est avantageux lorsque
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Au lieu d'employer une seule turbine supplémentaire, on peut en prévoir p lusieurs. Par exemple, une seconde turbine supplémentaire peut commander un second compresseur supplémentaire, lequel, si nécessaire, peut fonctionner comme compresseur avancé en amont du compresseur de la tuyère principale, ainsi qu'en amont du com- presseur de la tuyère auxiliaire. Comme indiqué plus haut, l'em- ploi d'un compresseur préalable est déjà connu en soi. Dans le cas présent, ce dernier peut être monté aussi bien avant le compresseur de la tuyère principale, qu'avant le compresseur de la tuyère au- xiliaire, en tenant compte du nombre a.
Avec un compresseur préalable, la pression s'élève, tandis que l'admission de combustible diminue, à mesure que T2 augmente* Dans ce cas, le rendement et le débit massique augmentent par à- coups. Dans le moteur selon l'invention, la puissance accrue est @
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partiellement captée par le groupe dit turbine auxiliaire-compres- seur et est transmise, et convertie en le produit a(T7-T1).
Si nécessaire, le compresseur de la tuyère auxiliaire peut fonctionner en partie comme compresseur préalable pour le compres- seur principal.
Dans la pratique, l'admission d'air au compresseur de la tuyère principale sera rendue réglable en vue de modifier le nombre a. Lorsqu'on prévoit une liaison mécanique séparable entre le com- presseur dit auxiliaire et sa turbine de commande, le compresseur auxiliaire peut être débrayé et son fonctionnement interrompu, de façon que la tuyère de détente principale fonctionne seule. Cette liaison peut par exemple être exécutée de telle manière que, lors- que le compresseur auxiliaire est coincé, il se produit un débraya- ge de la roue de turbine de commande.
Au besoin, le moteur peut être muni de moyens tels que, en cas de défaillance du compresseur principal, le compresseur auxi- liaire envoie de l'air comprimé dans la chambre de combustion. Dans ce cas, la tuyère principale fonctionne seule, bien entendu avec un rendement réduit.
Dans ce qui précède, on a supposé que la compression et la détente présentent une allure adiabatique. On peut améliorer le rendement en refroidissant l'air avant son entrée dans le compres- seur et en augmentant simultanément T2, c'est-à-dire la tempéra- ture de l'air admis dans la chambre de combustion. Par exemple, on peut augmenter T2 si l'on transmet à l'air traversant le compres- seur principal la chaleur contenue dans le liquide réfrigérant.
Au lieu d'entraîner un ou plusieurs compresseurs auxiliaires pour un circuit parallèle, la turbine supplémentaire peut commander un autre organe, par exemple une hélice aérienne. Avec le moteur selon l'invention, P5/P peut être choisi à volonté, par exemple
Po juste quelque peu supérieur à 1. Dans ce cas, la vitesse du jet de gaz dans la tuyère principale est réduite.
Si, au lieu du compres- seur auxiliaire, on accouple une hélice aérienne à la turbine de
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commande de celui-ci et que l'on applique au besoin un compresseur préalable avant le compresseur principal, de la manière décrite plus haut, on peut obtenir le cas ci-après : P5 étant choisi peut T4-T5 est grand, c'est-à-dire que la turbine auxiliaire peut alors capter l'énergie libérée par la plus grande chute de température et la convertir en une énergie fournie à l'hélice.
En raison de la réduction de la vitesse, il y aura une dimi- nution de la force propulsive; cependant, grâce au compresseur préalable, on peut donner à P3 la valeur la plus convenable. En
Po outre, le fonctionnement du compresseur auxiliaire pour la tuyère auxiliaire peut être combiné avec une hélice aérienne, de sorte que différentes variantes sont possibles.
Lorsqu'il est fait usage d'une hélice aérienne, on choisit de préférence une construction telle que l'hélice puisse être débrayée et les compresseurs auxiliaires embrayés. Il va de soi que l'emploi de l'hélice sera superflu, une fois une certaine altitude et/ou une certaine vitesse atteintes.
Les considérations précitées s'appliquent tout aussi bien au cas où le moteur à réaction est utilisé comme moteur station- naire. La turbine auxiliaire commande alors par exemple une dynamo ou un volant. Dans ce cas, il n'y a point de force propulsive, de sorte que le fonctionnement du compresseur préalable peut être renforcé.
REVENDICATIONS.
**ATTENTION** fin du champ DESC peut contenir debut de CLMS **.