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L'invention est relative aux moteurs propulseurs par réaction et elle concerne, plus particulièrement mais non exclusi- vement, les réacteurs pour avions.
Les genres de réacteurs qui conviennent à diverses ap- plications et plus particulièrement à des gammes de vitesses dif- férentes, font couramment l'objet de discussions. Par exemple, un avion commercial, qui utilise des hélices entraînées par des turbines, est préféré, pour des raisons économiques, par certains exploitants de lignes aériennes. Pour des avions militaires, les turbo-réacteurs sont utilisés presque exclusivement et, pour des avions de combat volant à grande vitesse, ces moteurs sont par- fois équipés de dispositifsde post-combustion, établis dans les
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conduits à jets, afin que des poussées plus élevées puissent être obtenues, bien que ceci sefasse aux dépens d'une consommation accrue en combustible.
Un autre genre de moteur, (lui vient de plus en plus à l'avant-plan, est celui dans lequel la réaction propulsive est fournie non seulement par les gaz d'échappement d'une turbine, mais également par un courant d'air additionnel accéléré par le moteur sans passer par aucun étage de turbine. Des moteurs à by-pass et des moteurs avec ventilateurs encagés sont de ce genre et on sait que ces moteurs peuvent égalément être équipés pour une post-combustion dans le conduit à jet et/ou pour une "co-combustion" dans le by-pass ou dans le conduit de ventilateur.
Pour les gammes de vitesses les plus élevées, des moteurs à fusée et des stato-réacteurs sont utilisés actuellement et la simplicité mécanique d'un stato-réacteur fait de celui-ci un propulseur avantageux pour la.gamme de vitesse,dans laquelle il fonctionne.
Dans tous ces cas, la poussée spécifique (c'est-à-dire le rapport poussée/poids) et la consommation spécifique en combustible sont des critères décisifs. Quand un avion doit pouvoir fonctionner dans une gamme de vitesse étendue, un compromis devient inévi- table.
On a déjà proposé d'utiliser une combinaison d'un turbo- réacteur ordinaire et d'un moteur à fusée ou un seul moteur, dé- nommé turbo-fusée, dans lequel l'air d'admission passe par les aubages d'un compresseur établi dans un conduit annulaire princi- pal, dans lequel circule un gaz, les couronnes d'aubes rotatives étant entraînées par une turbine, logée dans un conduit secondaire, dans laquelle les gaz de la fusée sont détendus avant de pénétrer dans le conduit principal. Les gaz de fusée se mélangent avec le courant d'air dans le conduit principal et sont déchargés à l'air libre sous forme d'un jet propulseur. La turbo-fusée, comme le turbo-réacteur, est capable de produire le décollage de l'avion par sa propre puissance.
Dans le cas d'un stato-réacteur, toutefois, un'certain rapport de pression minimum doit être obtenu dans le. con- duit d'admission avant qu'un fonctionnement efficace, d'après le
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principe stato-réacteur, puisse se faire, et cette condition ne peut être obtenue aisément aussi longtemps qu'une certaine vitesse de l'air n'est pas atteinte. Par conséquent, des moyens. de propulsion auxiliaires doivent, normalement, intervenir pour le décollage. Il serait avantageux de pouvoir disposer d'un moteur, pour la propulsion d'un avion, à l'aide duquel on pourrait obtenir le décollage de l'avion par sa propre puissance, ce moteur pouvant ensuite être modifié au cours du vol pour fonctionner comme un stato-réacteur.
Un moteur, pour propulsion par réaction, établi selon l'invention, comprend une entrée d'air, une chambre de combustion, un conduit reliant ladite entrée à ladite chambre, des moyens pour augmenter la pression de l'air s'écoulant depuis l'entrée vers la chambre et d'autres moyens, capables, pendant que le moteur continue à fonctionner, de rendre inactifslesdits ...oyens utilisés pour aug- menter la pression.
Conformément à une disposition selon !-'invention, les moyens,, utilisés pour augmenter la pression, comprennent des aubages de compresseur dynamique propres à agir sur l'air passant dans ledit conduit. Au moins certains de ces aubages peuvent êtreréglables et des moyens peuvent être prévus pour que les aubages puissent pratiquement être mis en drapeau. Quand on utilise des aubages réglables, ceux-ci font normalement partie de la couronne finale, en aval, des aubages du stator.
Les dessins ci-annexés montrent, à titre d'exemples, plusieurs modes de réalisation de l'invention.
La fig. 1 montre, en mi-élévation schématique, l'aspect extérieur d'une turbo-fusée avec indication des chemins parcourus par l'air et le gaz.
La fig. 2 montre, en mi-caupe longitudinale, une partie d'une turbo-fusée établie selon l'invention.
La fig. 3 montre, en élévation (partiesen coupe), le mécanisme pour faire pivoter les aubes, indiqué sur la fig. 2.
La fige 4 montre, en mi-élévation schématique (parties en coupe), un autre mode de réalisation d'une turbo-fusée.
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La fig. 5 montre, en mi-coupe longitudinale, une partie d'une turbo-fusée établie selon 1* invention.
Les figs. 6 et 7 montrent des détaiLs de mécanisme faisant pivoter les aubes, montré sur la fig. 5.
Lq fige 8 montre, en plan (parties en coupe), un détail du dispositif de la fig. 7.
La fig. 9 montre, en ut-coupe longi tudinale, un compres- seur faisant partie d'un moteur pour propulser un avion, ce compresseur étant établi conformément à l'insertion.
La fig. 10 contre, en élévation, les subages du com- presseur de la fig. 9 dans leur position active..
La fig. 11 montre, semblablement, les mêmes aubages dans leur position inacti ve.
La fig. 12 montre, en mi-élévation longitudinale (parties en coupe), un réacteur à by-pass établi selon l'invention, comportas des moyens pour faire pivoter les aubes du rotor et du stator du compresseur à basse pression et pour isoler le noteur principal à turbine à gaz.
La fig. 13 montre, à plus grande échelle et en coupe, le mécanisme de la fig. 12 pour faire pivoter- les aubes.
- - La fig. 14 montre, en ni-élévation schématique (parties en coupe), un autre sodé de réalisation d'un réacteur à by-pass établi conformément à l'invention.
La fige 15 montre, semblablement, un réacteur, avec venti- lateur encagé, établi conformément à l'invention.
Sur la fig. 1, on montre une turbo-fusée comportant, à gauche, une admission 1 et, à droite, une tuyère de propulsion convergente divergente 2 à section de sortie variable, l'entrée et la tuyère étant reliées entre elles par un conduit à gaz principal 3, à section annulaire. L'air, pénétrant dans le conduit principal 3, est comprimé initialement par un effet de bélier et, ensuite, par un compresseur 4. L'air s'écoule ensuite vers la tuyère de propulsion 2 par une chambre de combustion 5, pour stato-réacteur, dans laquel-' le se trouve un dispositif de combustion pour brûler du combustible.
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Le compresseur 4 est relié, en entraînement, à. une turbine 6 logée dans un conduit secondaire 7 par lequel un courant de gaz, à vitesse élevée et produit par la combustion du combustible de fusée dans la chambre de combustion 8 de la fusée, est déchargé. Les gaz de fusée, après avoir été détendus dans la turbine 6, se mélangent avec le courant d'air dans le conduit principal et, s'ils sont riches en combustible, continuent à brûler dans la chambre de combustion 5 du stato-réacteur avant d'être déchargés à 1-'air libre par la tuyère de propulsion sous forme d'un jet propulseur.
Comme visible sur la fig. 2, le conduit principal 3 de la turbo-fusée est formé entre la paroi interne 9 et la paroi externe 10 du courant. Le compresseur 4- comporte plusieurs couronnes d'aubes de stator 11, pour un écoulement axial, supportées par des tiges 12 qui sont logées, d'une manière réglable, dans la paroi externe 10 du conduit et plusieurs couronnes d'aubes de rotor 13, pour un écouplement axial, supportées par des tiges 14 qui sont mon- tées, d'une manière réglable, dans le rotor 15 du compresseur, cha- cune des aubes pouvant pivoter autour d'un axe radial afin qu'on puisse faire varier l'incidence des aubages du compresseur.
Le rotor du compresseur est constitué par plusieurs disques de rotor 16 fixés sur un arbre axial 17, chaque disque étant formé par deux moitiés correspondantes fixées l'une à l'autre le long de leur pourtour. La fig. 3 montre une partie périphérique d'un disque de rotor typique avec des uétails du mécanisme faisant tourner les aubes. Dans la périphérie du disque sont ménagés des trous 18 propres à recevoir les tiges des aubes. Un épaulement pour un support d'aube 19 est formé sur la tige de l'aube pendant l'usi- nage de celle-ci et l'aube est supportée par un palier de butée 20, à rouleaux coniques, intercalé entre la surface du support 19 et la tige 14 de l'aube.
La partie inférieure de la tige 14 a la forme d'un pignon 21 dont les dents 22 engrènent avec les dents 23 d'une cré- maillère 24 qui s'étend axialement dans le rotor du compresseur. Les dimensions relatives des dents 22 du pignon et des dents 23 de
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la crémaillère peuvent être différentes' pour des couronnes d'au- bes différentes au cas où les amplitudes du mouvement angulaire nécessaire pour obtenir la -variation d'incidence de série sont différentes.
Les crémaillères 24, utilisées pour obtenir le pivotement des aubes, sont logées dans des fentes 25 (fig. 2) ménagées dans les disques et, à une extrémité de l'ensemble du rotor complet, les crémaillères sont attachées à un anneau 26 pouvant coulisser axialement sur un bossage 27 faisant partie de la moitié externe du disque final. Des rebords 28 de l'anneau 27 sont en contact avec un galet 29 par lequel le mouvement axial d'une tige coulissante 30 est transmis à l'anneau 26 qui, par conséquent, fait pivoter les aubes à l'aide des crémaillères 24 et des pignons 21.
Le mouvement de la tige coulissante 30 est produit par un arbre de commande rotatif 31 logé radialementen travers du conduit principal 3 et portant, à son extrémité interne un pignon 32 engrenant ave les dents de crémaillère 33 prévues sur la tige 30.
Un dispositif correspondant, utilisé pour régler l'inci- dence des aubes 11 du stator du compressuer, comprend plusieurs anneaux 34, relias chacun à une couronne d'aubes de stator et montés sur la paroi externe 10 pour tourner dans un plan perpendicu- laire à l'axe du compresseur. La tige 12 de chaque aube de stator est reliée à un des anneaux par un doigt 35 qui est orienté, norma- lement, suivant l'axe de rotation de l'aube et est engagé dans une fente 36 de l'anneau. Les anneaux 34 sont reliés entre eux par des colliers 37.
Une crémaillère 38, formée le long de la périphérie du collier qui se trouve à l'avant du compresseur, engrène avec un deuxiè- me pignon 39 monté sur l'aube 31 dont la rotation fait tourner les -colliers et les anneaux pour déplacer, en conséquence, les doigts 35, ce qui modifie l'incidence des aubages.
Une crémaillère 40, formée sur le collier se trouvant à l'extrémité opposée du compresseur, engrène avec un pignon 41 monté sur l'extrémité d'un arbre 42 s'étendant radialement en
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travers du conduit principal, en aval du compresseur. L'autre extrémité de 1-'arbre 42 porte un pignon 43 qui actionne une cré- maillère 44 reliée à un segment d'un anneau circonférentiel 45 qui peut coulisser vers l'arrière pour obturer la sortie du con- duit secondaire 7.
En aval de la sortie du conduit secondaire, la chambre de combustion 5 du stato-réacteur comporte, dans le conduit princi- pal, des chicanes 46 pour stabiliser la flamme et des'gicleurs
47 pour l'admission du combustible dans la chambre.
Le dispositif de commande 96, relié aux distributeurs
97 établis dans les conduits 98 pour l'alimentation du combustible et relié également à un dispositif de manoeuvre 99 propre à faire tourner l'arbre 31 du mécanisme qui fait pivoter les aubes, permet d'obtenir une synchronisation entre le réglage du combustible et le pivotement des aubes afin que l'alimentation en combustible de la chambre de combustion de la fusée soit interrompue au moment de la mise en drapeau des aubes.
Au décollage et pendant la montée de l'avion, le moteur fonctionne selon le principe de la turbo-fusée décrit plus-haut.
Pendant le vol en croisière, par contre, à des vitesses de l'air , suffisantes pour permettre le fonctionnement en stato-réacteur, l'alimentation en combustible de la chambre de combustion de la fusée peut être interrompue, la sortie du conduit secondaire peut être fermée et le moteur fonctionne alors selon le principe du stato- réacteur, tout le combustible fourni étant admis dans la chambre de combustion du turbo-réacteur par les gicleurs 47.
Pour réduire les pertes de charge de l'air traversant le compresseur, on met les aubages en drapeau. Dans cette position, puisque les aubes présentent normalement de la torsion, elles sont en incidence de portance nulle à proximité du diamètre moyen, une certaine portance positive ou négative existant alors dans les parties des aubes qui se trouvent à l'intérieur ou à l'extérieur du diamètre moyen. Quand les aubes ont ainsi été mises en drapeau,'--' le rotor du compresseur s'arrête.
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La variante de turbo-fusée montrée sur la fige 4 comprend un conduit principal annulaire 48 forme entre une paroi interne 49 et une paroi externe 50, un compresseur 51 établi dans le conduit principal pour comprimer l'air admis, une chambre de combustion 52 pour le stato-réacteur prévu dans le conduit principal en aval du compresseur, des chambres de combustion 53 pour la fusée, propres à décharger les gaz de fusée dans le conduit principal par un conduit secondaire 54, dans lequel est logée une turbine 55 reliée en en- traînement au compresseur, et une tuyère de propulsion 56 établie à l'extrémité de sortie du conduit principal,
cette tuyère ayant une forme convergente-divergente et ayant une section variable à l'aide d'un corps profilé central 57 qui peut coulisser axialement. Un passa- ge en by-pass 58 est établi en parallèle par rapport au conduit prin- cipal entre la paroi externe 50 du conduit principal et l'en- veloppe 59 du moteur, ce passage ayant une entrée 60 en amont du compresseur et une sortie 61 en aval de celui-ci. Comme visible en détail sur la fig. 5, l'entrée du by-pass 58 comporte un vo- let de fermeture 62 actionné par un vérin hydraulique ou pneu- matique 63. Un organe de fermeture analogue 64, commandé par un vérin similaire 65, est établi à la sortie du by-pass.
Le compresseur de la turbo-fusée, montré sur la fig. 5, comporte des aubes de stator 66 et des aubes de rotor 67 qui sont toutes montées à pivot pour permettre la mise en drapeau des aubages du compresseur. Les aubes de stator 66, montrées en détail sur la fig. 6, comportent des tiges 68 .montées sur la paroi externe du conduit, de manière à pivoter, et cette paroi porte un anneau 69 qui peut tourner dans un plan perpendiculaire à l'axe du compresseur, l'anneau comportant des fentes dans lesquelles sont engagés des doigts 70 faisant saillie sur les tiges des aubes. Un vérin hydrau- lique 71 intervient pour faire tourner l'anneau avec une petite amplitude angulaire.
Les aubes 72 de la couronne d'aubes de stator, établie à l'entrée du compresseur, sont reliées séparément par des doigts 73 à un anneau analogue 74monté sur la paroi interne du con-
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duit principal et actionne par un vérin séparé 75.
D'une manière analogue, les aubes 67 du rotor dont une est montrée en détail sur les fig. 7 et 8 peuvent pivoter par rapport au corps 76 du rotor du compresseur. Des doigts 77, qui font saillie sur les tiges 78 des aubes, sont engagés dans des fentes 79 ménagées dans la périphérie des disques du rotor 80 montés de manière à coulisser le long de l'axe du compresseur dans le corps du rotor du compresseur. Les disques 80 sont re- liés entre eux par un arbre creux 81, et un vérin hydraulique ou pneumatique 82, lui-même relié à l'arbre par un accouplement rotatif 83, intervient pour déplacer les disques axialement vers l'avant ou l'arrière, de sorte que les aubes pivotent suivant un angle réduit pour venir occuper une position en drapeau.
Le compresseur 51 est entraîné par la turbine 55 à l'aide d'un accouplement 84 qui comporte un réducteur de vitesse 85 et un mécanisme à roue libre 86 (dont les détails ne font pas partie de l'invention). La turbine 55 est entraînée par la décharge de gaz de fusée fournis par plusieurs chambres de combustion de fusée 53 qui s'étendent radialement en travers du conduit principal. Les con- duits de décharge 87 de la turbine, reliés à la sortie de la turbine, .introduisent les gaz dans le conduit principal et des déviations 88, qui forment une autre sortie pour les gaz, sont reliées aux conduits de décharge de la turbine et s'étendent en travers du con- duit principal pour aboutir à l'extérieur de l'avion, dans une région dans laquelle règne une basse pression, au cours du vol.
La sortie de chaque déviation comporte, de préférence, une tuyère de de charge 89 de forme convergente-divergente. Des organes d'étranglement ou papillons 90, 91 sont établis respectivement dans les conduits de décharge 87 de la turbine et dans les dérivations 88 afin que le débit du gaz puisse être modifié. A proximité de la sortie des conduits de décharge 87 de la turbine, le conduit principal est constitué sous forme d'une chambre de combustion de stato- réacteur 52 dans laquelle sont établies des chicanes 92 pour produire
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une zone stabilisatrice de flamme et effectuer le mélange des gaz de décharge de la turbine avec le courant d'air. Des gicleurs 93-sont établis dans cette zone pour l'introduction de combustible si cela est nécessaire.
Dans le cas de la turbo-fusée, décrite en premier lieu, l'alimentation en combustible des chambres de combustion de la fusée peut être interrompue quand une certaine vitesse de l'air est atteinte et tout le combustible admis peut être introduit dans le conduit principal par les gicleurs 93 pour le fonction- nement en stato-réacteur, par l'intermédiaire d'un dispositif de commande 94. Pour réduire les pertes de pression dans le com- presseur, le passage en by-pass 52 est ouvert pour former un chemin direct pour l'air, depuis l'admission jusque dans la chambre de combustion du stato-réacteur. De plus, les aubages du compresseur peuvent être déplaces angulairement par le fonc- tionnement d'un dispositif de manoeuvre 95 relié au vérin 02 et actionné par le dispositif de commande 94.
Pour un mode de réalisation simplifié d'une turbo-fusée qui ne comporte pas de moyens faisant pivoter les aubes, le rotor de compresseur peut tourner comme un moulinet dans le courant d'air réduit et, à cause de la présence du mécanisme à roue libre, les pertes dues au vent ne se produisent pas dans la turbine. Si, d'autre part, ce mécanisme à roue libre n'existe pas, les pertes dues au vent de la turbine peuvent être réduites en fermant les or- ganes d'étranglement 90 des conduits de décharge 87 de la turbine et en ouvrant les organes d'étranglement 91 des dérivations pour relier ainsi. l'intérieur de la turbine une zone basse pression en provoquant ainsi partiellement le vide dans la turbine.
Des moyens, par exemple un embrayage, peuvent être prévus comme variante pour débrayer la liaison d'entraînement entre la turbine et le compresseur.
Pour n'importe quel mode de réalisation pour leouel on permet au compresseur de tourner comme un poulinet, on peut prélever de la puissance au rotor tournant comme un noulinet pour entraîner des accessoires.
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Pour un mode de réalisation modifié d'une turbo-fusée capable de voler à des vitesses hypersoniques auxquelles une chaleur considérable est produite dans l'admission d'air, les éléments de paroi servant à l'obturation du passage en by-pass pouvant être constitués de manière à permettre la fermeture com- plète du conduit principal en aval de celui-ci quand l'entrée du passage en by-pass est ouverte. Dans ce cas, la totalité de l'air admis dans le conduit principal est dirigée vers le passa- ge en by-pass et il est essentiel de prévoir des aubages régla- bles ou d'utiliser des matières résistant à la chaleur dans le compresseur.
Ainsi, par exemple, l'obturateur peut être formé par des cuillers qui peuvent coulisser vers l'axe du conduit principal pour dégager l'entrée du passage en by-pass en partant de positions dans lesquelles elles fontpartie de la paroi exter- ne, du conduit. Suivant une variante, la fermeture peut être consti- tuée par un anneau ordinaire coulissant longitudinalement sur la paroi externe du conduit principal pour recouvrir ou dégager ladite entrée. Ou encore, quand l'entrée est formée par plusieurs ouvertures réparties autour de la paroi externe dans un plan perpendiculaire à l'axe du conduit, l'obturateur peut être constitué par, un anneau qui tourne dans ce plan et comporte des ouvertures ayant des écartements ,.Correspondants.
Une autre variante ou disposition supplémentaire comprend une admission séparée pour la chambre de combustion du stato-réacteur, cette admission communiquant avec l'air libre.
Une autre forme de turbo-fusée qui peut être modifiée pour fonctionner comme un stato-réacteur en ayant recours à des aubes de compresseur ou à un passage by-passant le compresseur, conformément à l'invention, est décrit dans le brevet Grande-
Bretagne n 740.009 déposé le 26 avril 1953.
La fige 9 montre un compresseur avec des aubages ré- glables, qui est applicable aux turbo-fusées décrites plus haut et à d'autres modes de réalisation de réacteurs établis selon l'invention, le compresseur comprenant des aubes de stator 100 et des aubes de rotor 101 qui sont montées de manière telle qu'elles
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puissent, au besoin, être retirées, tout au moins partiellement, du courant d'air du compresseur. Les aubes du stator du compresseur sont reliées par des tiges 102 à des embases 103 logées, de façon à pouvoir pivoter, dans un cylindre 104 entourant coaxialement la paroi externe 105 du conduit 106 du compresseur et pouvant tourner autour de celui-ci.
Les aubes de stator traversent le conduit par des fentes 107 ménagées dans la paroi externe 105 du conduit et sont suppor- tées par des épaulements 108 faisant partie des aubes et prenant appui sur ladite paroi externe 105 quand les aubes occupent leur position active montrée sur les fig. 9 et 10. une crémaillère 109 formée sur l'extrémité arrière du cylindre 104, engrène avec un pignon 110 calé sur un arbre radial 111 qui peut être déplacé angu- lairement par un dispositif de manoeuvre 112, la rotation de l'arbre obligeant le cylindre 104 à touiller par rapport à la paroi externe 105 du conduit de manière à retirer les aubes par les fentes de- puis leur position active, montrée sur la fig. 10, jusqu'à leur position inactive, montrée sur la fig.
11, dans laquelle les aubes sont logées entre le cylindre 104 et le. paroi externe 105.
Le rotor 113 du compresseur comprend un tambour interne 114 qui peut tourner coaxialement dans un tambour externe 115.
Les aubes 101 du rotor, qui sont constituées de la même manière que les aubes du stator, traversent des fentes 116 ménagées dans le tambour externe 115 et comportent des tiges 117 supportant des em- bases 118 qui peuvent pivoter dans le tambour interne 114. Des épaulements 119 sont formés sur les aubes et prennent appui sur le tambour externe 115 quand les aubes occupent leur position active.
Des moyens sont prévus pour faire tourner les tambours interne et externe l'un par rapport à l'autre, ces moyens comprenant un anneau 120 établi entre les parois des deux tambours et supportant plusieurs bras 121 qui s'étendent radialement par rapport à l'axe du compres- seur, l'extrémité externe, dans le sens radial, de chaque bras pouvant coulisser dans un chemin de guidage longitudinal 122 prévu sur la paroi du tambour externe 115 alors que @ @@xtrémité interne, dans le
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sens radial, de chaque bras peut coulisser dans une fente 123 ménagée dans le. paroi du tambous interne..' 114 en formant un angle avec le chemin de guidage 122.
L'anneau 120 est supporté par plu- sieurs tiges 124 orientées vers l'arrière et engagées dans des trous ménagés dans la paroi d'extrémité arrière du tambour externe 115, ces tiges supportant, à. leurs extrémitésarrière, un anneau 126 avec rebords. Un galet 127, monté sur une tige coulissante 128,est en contact avec les rebords de l'anneau 126 et peut être déplacé vers,l'avent et l'arrière à l'aide d'un pignon 129 monté sur l'arbre 111 et engrenant avec une crémaillère 130 prévue sur la tige cou- lissante 128.
Le mouvement vers l'avant ou l'arrière de la tige coulissante produit des mouvements analogues de l'anneau 126 et de l'anneau 120. Par la rotation relative qui en résulte du tambour interne par rapport au tambour externe du rotor, les aubes de, celui- ci sont déplacées d'epuis leur position active Montrée sur les fig.9 et 10 jusqu'à leur position inactive montrée sur la fig. 11.
D'autres moyens peuvent être utilisés pour retirer les aubes. Par exemple, chaque aube peut coulisser dans une ouverture ménagée dans une paroi de support et comporter une embase formée par un écrou taraudé dans lequel est logée une tige filetée, la ro- tation de la tige servant écarter l'aube du chemin suivi par l'air, dans une direction perpendiculaire à l'axe du compresseur. Suivant une variante, l'aube peut être montée sur une extrémité d'une tige filetée qui est mobile dans une direction perpendiculaire à l'axe du compresseur par contact avec un écrou rotatif.
Suivant une autre variante, l'aube peut être déplacée radialement à l'aide d'un piston coulissant dans un cylindre, car exemple un vérin pneumatique, l'a.ube pouvant être montée de manière à se déplacer avec le cylindre alors que le piston reste fixe par rapport au rotor ou stator, ou vice versa.
Alors que, pour le compresseur montré sur la fig. 9, des moyens sont -revus pour retirer plusieurs couronnes d'aubes aussi bien du rotor que du stator, il peut être suffisant, pour un mode de réalisation simplifié du compresseur, de retirer seu-
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lement une couronne d'aubes qui sera, normalement, la. couronne, établie à la sortie du stator du compresseur puisque la plus grande perte de charge se produit dans les couronnes d'aubes qui se trouvent le plus en aval. Si cette couronne d'aubes se trouve en .aval du rotor du compresseur, les aubes sont retirées au travers de la paroi interne ou externe du conduit. Suivant une variante, une partie seulement, et non pas la totalité de celles-ci, peut être retirée.
Les aubes, qui ne sont pas retirables, peuvent être réglables afin que, pendant le fonctionnement en stato-réac- teur, elles puissent être effacées par pivotement.
Un autre mode de réalisation, montré sur la fig. 12, a la forme d'un moteur à by-pass qui comprend un compresseur à basse pression 135 établi dans le conduit principal 136 pour fournir de l'air à la fois à un réacteur principal 137 et à un conduit annulaire de by-pass 138, entourant le moteur principal, la partie centrale du moteur à by-pass, qui comporte dans le moteur principal un compresseur 139 à haute pression, une cham- bre à combustion 140 et une turbine à haute pression 141 alors que le conduit de by-pass contient une chambre de combustion 142 du type stato-réacteur, est seulement montrée schématiquement car ces parties du moteur, considérées séparément, sont établies comme à l'ordinaire.
Le compresseur à basse pression 135, qui fournit l'air à la fois au moteur principal et au by-pass, est constitué, en substance, comme celui montré sur les fig. 2 et 3 avec des aubes de stator 11 et des aubes de rotor 13, chacune de ces aubes pouvant pivoter autour d'un axe radial pour venir occuper une position effacée. Les aubes 13 du rotor sont retenues dans des disques fendus 16 et peuvent tourner par rapport aux disques à l'aide de crémaillères 24 engrenant avec des pignons 21 formés sur les tiges 14 des aubes. Ces crémaillères sont fixées sur un anneau 26 mobile axialement, établi à l'arrière du rotor, cet anneau pouvant être déplacé par une tige coulissante 30 portant un galet 29 qui est en contact avec des rebords 28 de l'anneau 26.
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La tige coulissante 30 est déplacée axialement par une crémaillère 33 engrenant avec un pignon 32 monté sur l'arbre 31. Une série d'anneaux 34, reliés entré eux par des colliers 37, sont 'montés sur la paroi externe du conduit et des doigts 35, fixés aux tiges 12 des aubes de stator 11, sont engagés dans des fentes 36 des anneaux.
Une crémaillère 38 formée le long de la périphérie du collier 37 qui se trouve le plus à l'arrière est en contact avec un autre pignon 39 monté sur l'arbre 31, de sorte que la rotation de l'arbre produit le déplacement angulaire des anneaux et, par conséque des aubes du stator. L'arbre 31 tourne-à l'aide d'un mécanisme de manoeu- vre 143 actionné par un dispositif de commande 144, de sorte qu'on obtient le déplacement angulaire(simultané des aubes du rotor et des aubes de stator vers leur position effacée.
L'arbre 31 entraîne également, par une transmission. appropriée, des obturateurs 145 établis dans l'entrée 146 du compresseur à haute'pression 139. L'agencement est tel que la rotation de l'arbre 31 non seulement amène les aubages du com- presseur à basse pression à leur position effacée mais incline également les obturateurs de manière telle que l'entrée du compres- seur à haute pression est fermée.
- Du côté échappement du moteur, le conduit d'échappement 147 du moteur principal est délimité par un corps central- 14.8 et par un cône extérieur 111,9. En harmonie avec les effets obtenus à l'avant du moteur, le corps central peut être déplacé vers l'arrière par un vérin hydraulique ou pneumatique 150 et le cône extérieur 149 peut être déplacé vers l'avant par un mécanisme à pignon et cré- maillère 151, de manière telle que la sortie du moteur principal soit obturée. Il est à noter que le corps central 148 peut avancer jusqu'au-delà du plan de la tuyère finale 152 du conduit en by-pass, de sorte que la section de sortie du conduit en by-pass 138 est modi- fiée jusqu'à avoir la valeur correcte pour le fonctionnement de ce conduit comme un vériatbl-' t-a.to-réa.cteur.
Sur la fig. 18 cidérée avec la fig. 3 dont question @
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plus haut, on montre en détail le dispositif pour faire tourner les aubes du rotor. La fig. 3 montre (ien élévation, parties en coupe) une partie de la périphérie d'un disque de rotor typique 16 et la fig. 13 montre la même partie du disque en coupe axiale.
Le disque de rotor 16 est constitué par deux moitiés correspon- dantes reliées entre elles, à leur périphérie, par des boulons.
Dans le pourtour du disque sont ménagés des trous appropriés 18 pour recevoir les aubes. Un appui pour le support 19 de l'aube est formé dans la tige 14 de cette aube rendant son usinage et la lame est supportée par un roulement av ': rouleau, coniques qui se trouve entre la surface du support et la tige de l'aube. La partie inférieure de la tige de l'aube comporte un pignon 21 dont les dents 22 engrènent avec les crémaillères 24 qui font pivoter les aubes, les crémaillères étant logées dans des fentes 25 usinées dans les demi-disques. A l'extrémité arrière de l'ensemble complet du rotor, les crémaillères 24 sont attachées à l'anneau 26 qui peut coulisser axialement sur un bossage 27 prévu sur la moitié de disque finale.
Un galet 29 est en contact avec les rebords 28 de cet anneau et, par ce galet, le mouvement axial de la tige coulis- sante 30 est transmis à l'anneau 26 pour produire le mouvement angu- laire des aubes du rotor.
Dans les conditions de décollage ou de montée de l'avion, ce mode de réalisation peut fonctionner en by-pass, de la manière connue. Toutefois, quand la vitesse prédéterminée de vol en ligne droite est atteinte, par exemple dans les conditions de vol en croisière, le moteur peut être converti de manière à fonctionner comme un stato-réacteur.
Par conséquent, à l'aide du dispositif de commande 144 agissant par l'intermédiaire du mécanisme d'actionne- ment 143 et 153 à 156, les aubes 11, 13 du compresseur sont amenées à leur position effacée, l'alimentation en combustible de la chambra de combustion principale 140 est interrompue pour faire cesser le fonctionnement du réacteur propulseur cent l'entrée du compres- seur principal est obturée, un frein agit sur Marbre principal, l'
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échappement de la turbine est obturé et la position du cône exté- rieur de la tuyère de propulsion est réglée de manière à permettre un débit accru du gaz dans le conduit en by-pass.
L'air pénétrant dans l'admission du moteur par un effet de bélier s'écoule ensuite entre les aubes, occupant leur position active, du compresseur à by-pass avant de pénétrer dans la chambre de combustion 132 du by- pass dans laquelle du combustible est brûlé pour augmenter la tem- pérature de l'air. Les produits de combustion chauds sont dé- chargés par la tuyère d'échappement sous forme d'un jet propulseur à vitesse élevée.
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Pour une variante d'un ;réacteur à by-pass comprenant un conduit principal 160, un moteur (principal 161 et un conduit en by-pass 162 entourant le moteur principal, tel que montré sur la fig. 14, un compresseur à passe pression 163, établi dans le conduit principal, comporte des aubages réglables 164, 165 qui peuvent avoir la forme montrée en détail sur les fig.
2 et 3 ou sur les fig. 5 à 8. De plus, un passage en by-pass 166 est formé entre la paroi externe 167 du conduit principal et une enveloppe 168 du moteur, ce passage comportant des obtu- rateurs 169, 170 à l'entrée et à la sortie, ces obturateurs ayant la forme montrée en détail sur la fig. 5 ou celle des variantes décrites plus haut. Le conduit en by-pass 162 contient une chambre de combustion 171 de stato-réacteur et comporte, à l'extrémité d'échappement du moteur, une tuyère de propulsion 172 ayant la forme montrée sur la fig. 14.
Lors du décollage, le passage en by-pass est fermé et le moteur fonctionne de la manière usuelle en by-pass. Pour des vitesses d'air suffisantes pour permettre le fonctionnement en stato- réacteur, le moteur peut être converti en.un s tato-réacteur, le moteur principal cessant d'être alimenté en fonctionnant au ralenti alors que le passage en by-pass est ouvert pour former un passage différent pour l'air depuis l'entrée jusqu'à la chambre de com- bustion du turbo-réacteur vers laquelle la quantité principale ou -- totale du combustible d'alimentation est ensuite dirigée.
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Pendant le for.ctionnenent en stato-réacteur, tous les chemins possibles pour le gaz au travers du moteur, notamment le chemin au travers du moteur principale peuvent rester ouverts. En plus, on peut prévoir une admission séparée pour de l'air prélevé à l'atmosphère qui peut aboutir directement dans le conduit en by-pass.
Pour une variante de ce /.iode de réalisation, un compres- seur à basse pression peut comporter des aubages pouvant être retirés corme ceux montrés sur les fig. 9 ? 11.
Suivant une autre variante, on peut prévoir des moyens pour faire dévier une partie de l'air, coulant dans le conduit en by-pass, directement dans la ou les chambres de combustion du moteur principal. Par exemple, la paroi interne du conduit en by-pass peut comporter des ouvertures proximité de la ou des chambres de combustion. du .oteur principal pour former un passage pour-l'air depuis le conduit en by-pass jusque dans le courant d'air comburant du moteur principal, des moyens étant prévuspour ouvrir ou fermer les ouvertures, ces moyens pouvant avoir la forme d'oburateurs comme ceux décrits plus haut.
La fig. 15 montre un noteur avec ventilateur encagé, établi selon l'invention, ce retour comprenant un conduit principal 175 dans lequel est logé le moteur principal 176 et un conduit annulaire extérieur 177, entourant la partie arrière du moteur principal et contenant une c' ibre de combustion 178 de stato- réacteur. Un ventilateur, logé dans le conduit extérieur, comprend des aubages de stator 179 coopérant avec une couronne d'aubages de rotor 180 qui est montée sur une turbine181 du moteur principal en étant ainsi directement entraînée par celle-ci. Les aubages de stator 179 du ventilateur sont montés de manière à être réglables comme montré sur la fig. 2 ou 6.
On passage en by-pass 132 est étab1' en parallèle par rapport au conduit extérieur entre la paroi externe 183 du conduit extérieur et une enveloppe 184, comme pour le mode de réalisation décrit, plus haut.
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Pour n-'iiaporte lequel dos 1l1:)G.û::' -'le réalisation du réacteur décrits plus haut, quand celui-ci fonctionne dans des conditions de stato-réacteur, la section de l'entrée d'air peut être réglée pour faire varier la quantité d'air admise;, par exemple à l'aide d'un cône d'admission, qui peut coulisser axialement et coopère avec une partie étranglée de la paroi externe du conduit principal.
On se rend, compte que les différentes caractéristiques, décrites plus haut, peuvent être combinées de diverses manières pour constituer de nombreuses autres variantes d'un réacteur établi selon l'invention.
F E S U M E.
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The invention relates to jet propulsion engines and relates more particularly but not exclusively to jet engines for airplanes.
The kinds of reactors which are suitable for various applications, and more particularly for different speed ranges, are currently the subject of discussion. For example, a commercial airplane, which uses propellers driven by turbines, is preferred for economic reasons by some airline operators. For military airplanes, turbo-reactors are used almost exclusively and, for combat airplanes flying at high speed, these engines are sometimes equipped with post-combustion devices, established in
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jetted ducts, so that higher thrusts can be obtained, although this comes at the expense of increased fuel consumption.
Another kind of engine, (coming more and more to the foreground, is one in which the propulsive reaction is provided not only by the exhaust gases of a turbine, but also by a current of air. bypass motors and motors with caged fans are of this type and it is known that these motors can also be equipped for post-combustion in the jet duct and / or for "co-combustion" in the bypass or in the fan duct.
For the highest speed ranges rocket motors and stato-reactors are currently used and the mechanical simplicity of a stato-reactor makes it an advantageous propellant for the speed range in which it operates. .
In all of these cases, the specific thrust (ie the thrust / weight ratio) and the specific fuel consumption are decisive criteria. When an airplane must be able to operate in a wide speed range, a compromise becomes inevitable.
It has already been proposed to use a combination of an ordinary turbojet and a rocket engine or a single engine, called turbo-rocket, in which the intake air passes through the blades of a compressor established in a main annular duct, in which a gas circulates, the rotary vane rings being driven by a turbine, housed in a secondary duct, in which the rocket gases are expanded before entering the main duct . The rocket gases mix with the air stream in the main duct and are released into the open air in the form of a propellant jet. The turbo-rocket, like the turbo-reactor, is capable of producing the takeoff of the plane by its own power.
In the case of a stato-reactor, however, a certain minimum pressure ratio must be obtained in the. intake pipe before efficient operation, according to the
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stato-reactor principle, can be done, and this condition cannot be easily obtained as long as a certain speed of the air is not reached. Therefore, means. auxiliary propulsion systems must normally intervene for take-off. It would be advantageous to be able to have an engine, for the propulsion of an airplane, with the help of which one could obtain the takeoff of the airplane by its own power, this engine being able then to be modified during the flight to operate. like a stato-reactor.
An engine, for jet propulsion, established according to the invention, comprises an air inlet, a combustion chamber, a duct connecting said inlet to said chamber, means for increasing the pressure of the air flowing from it. The inlet to the chamber and other means capable, while the engine continues to run, of inactive said ... means used to increase the pressure.
In accordance with an arrangement according to the invention, the means, used to increase the pressure, comprise dynamic compressor blades capable of acting on the air passing through said duct. At least some of these vanes can be adjustable and means can be provided so that the vanes can be substantially feathered. When adjustable vanes are used, these are normally part of the final crown, downstream of the stator vanes.
The accompanying drawings show, by way of examples, several embodiments of the invention.
Fig. 1 shows, in schematic mid-elevation, the exterior appearance of a turbo-rocket with an indication of the paths traveled by air and gas.
Fig. 2 shows, halfway down the length, part of a turbo-rocket established according to the invention.
Fig. 3 shows, in elevation (parts in section), the mechanism for rotating the blades, indicated in FIG. 2.
Fig. 4 shows, in schematic half-elevation (parts in section), another embodiment of a turbo-rocket.
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Fig. 5 shows, in mid-longitudinal section, part of a turbo-rocket built according to the invention.
Figs. 6 and 7 show details of the mechanism rotating the vanes, shown in fig. 5.
Lq freeze 8 shows, in plan (parts in section), a detail of the device of FIG. 7.
Fig. 9 shows, in longitudinal section, a compressor forming part of an engine for propelling an airplane, this compressor being established in accordance with the insertion.
Fig. 10 against, in elevation, the subages of the compressor of FIG. 9 in their active position.
Fig. 11 similarly shows the same blades in their inactive position.
Fig. 12 shows, in mid-longitudinal elevation (parts in section), a bypass reactor established according to the invention, comprising means for rotating the blades of the rotor and stator of the compressor at low pressure and for isolating the main scorer gas turbine.
Fig. 13 shows, on a larger scale and in section, the mechanism of FIG. 12 to rotate the vanes.
- - Fig. 14 shows, in schematic ni-elevation (parts in section), another sodium hydroxide embodiment of a bypass reactor established in accordance with the invention.
Fig. 15 similarly shows a reactor, with a caged fan, constructed in accordance with the invention.
In fig. 1, we show a turbo-rocket comprising, on the left, an inlet 1 and, on the right, a convergent divergent propulsion nozzle 2 with variable outlet section, the inlet and the nozzle being connected to each other by a main gas pipe 3, with annular section. The air entering the main duct 3 is initially compressed by a ram effect and then by a compressor 4. The air then flows to the propulsion nozzle 2 through a combustion chamber 5, for stato -reactor, in which there is a combustion device for burning fuel.
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The compressor 4 is connected, in drive, to. a turbine 6 housed in a secondary duct 7 through which a gas stream, at high speed and produced by the combustion of the rocket fuel in the combustion chamber 8 of the rocket, is discharged. The rocket gases, after having been expanded in the turbine 6, mix with the air stream in the main duct and, if they are rich in fuel, continue to burn in the combustion chamber 5 of the stato-reactor before to be discharged in the free air by the propulsion nozzle in the form of a propellant jet.
As seen in fig. 2, the main duct 3 of the turbo-rocket is formed between the internal wall 9 and the external wall 10 of the stream. The compressor 4- comprises several crowns of stator blades 11, for axial flow, supported by rods 12 which are housed, in an adjustable manner, in the outer wall 10 of the duct and several crowns of rotor blades 13 , for axial coupling, supported by rods 14 which are mounted in an adjustable manner in the rotor 15 of the compressor, each of the vanes being able to pivot about a radial axis so that one can vary the impact of the compressor blades.
The rotor of the compressor consists of several rotor discs 16 fixed on an axial shaft 17, each disc being formed by two corresponding halves fixed to one another along their periphery. Fig. 3 shows a peripheral portion of a typical rotor disc with details of the mechanism rotating the vanes. In the periphery of the disc are formed holes 18 suitable for receiving the stems of the blades. A shoulder for a blade support 19 is formed on the blade shank during machining thereof and the blade is supported by a thrust bearing 20, with tapered rollers, interposed between the surface of the blade. support 19 and the rod 14 of the blade.
The lower part of the rod 14 has the shape of a pinion 21, the teeth 22 of which mesh with the teeth 23 of a rack 24 which extends axially in the rotor of the compressor. The relative dimensions of the teeth 22 of the pinion and the teeth 23 of
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the rack may be different for different blade rings in the event that the amplitudes of the angular movement necessary to obtain the series incidence variation are different.
The racks 24, used to obtain the pivoting of the blades, are housed in slots 25 (fig. 2) formed in the discs and, at one end of the complete rotor assembly, the racks are attached to a ring 26 which can slide. axially on a boss 27 forming part of the outer half of the final disc. Flanges 28 of the ring 27 are in contact with a roller 29 by which the axial movement of a sliding rod 30 is transmitted to the ring 26 which, consequently, causes the blades to pivot with the aid of the racks 24 and pinions 21.
The movement of the sliding rod 30 is produced by a rotary control shaft 31 housed radially across the main duct 3 and carrying, at its internal end, a pinion 32 meshing with the rack teeth 33 provided on the rod 30.
A corresponding device, used to adjust the incidence of the compressor stator vanes 11, comprises several rings 34, each connected to a crown of stator vanes and mounted on the outer wall 10 to rotate in a perpendicular plane. to the compressor shaft. The rod 12 of each stator vane is connected to one of the rings by a finger 35 which is oriented, normally, along the axis of rotation of the vane and is engaged in a slot 36 of the ring. The rings 34 are interconnected by collars 37.
A rack 38, formed along the periphery of the collar which is at the front of the compressor, meshes with a second pinion 39 mounted on the vane 31, the rotation of which rotates the collars and the rings to move, consequently, the fingers 35, which modifies the incidence of the blades.
A rack 40, formed on the collar at the opposite end of the compressor, meshes with a pinion 41 mounted on the end of a shaft 42 extending radially in
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through the main duct, downstream of the compressor. The other end of the shaft 42 carries a pinion 43 which actuates a rack 44 connected to a segment of a circumferential ring 45 which can slide backwards to close the outlet of the secondary duct 7.
Downstream of the outlet of the secondary duct, the combustion chamber 5 of the stato-reactor comprises, in the main duct, baffles 46 for stabilizing the flame and nozzles.
47 for the admission of fuel into the chamber.
The control device 96, connected to the distributors
97 established in the conduits 98 for the fuel supply and also connected to an operating device 99 suitable for rotating the shaft 31 of the mechanism which rotates the blades, makes it possible to obtain synchronization between the fuel adjustment and the pivoting of the vanes so that the fuel supply to the rocket combustion chamber is interrupted when the vanes are feathered.
On takeoff and during the climb of the airplane, the engine operates according to the turbo-rocket principle described above.
During cruising flight, on the other hand, at air speeds sufficient to allow operation as a stato-reactor, the fuel supply to the combustion chamber of the rocket may be interrupted, the outlet of the secondary duct may be closed and the engine then operates according to the principle of the stator reactor, all the fuel supplied being admitted into the combustion chamber of the turbo-reactor through the nozzles 47.
To reduce the pressure drops of the air passing through the compressor, the vanes are feathered. In this position, since the blades normally exhibit torsion, they are at zero bearing incidence near the mean diameter, some positive or negative lift then existing in the parts of the blades which are inside or on the inside. outside the average diameter. When the vanes have been feathered in this way, '-' the compressor rotor stops.
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The turbo-rocket variant shown in fig 4 comprises an annular main duct 48 formed between an internal wall 49 and an external wall 50, a compressor 51 established in the main duct to compress the intake air, a combustion chamber 52 for the stato-reactor provided in the main duct downstream of the compressor, combustion chambers 53 for the rocket, suitable for discharging the rocket gases into the main duct via a secondary duct 54, in which is housed a turbine 55 connected in - compressor drag, and a propulsion nozzle 56 established at the outlet end of the main duct,
this nozzle having a convergent-divergent shape and having a variable section with the aid of a central profiled body 57 which can slide axially. A bypass passage 58 is established in parallel with respect to the main duct between the outer wall 50 of the main duct and the casing 59 of the engine, this passage having an inlet 60 upstream of the compressor and a exit 61 downstream thereof. As can be seen in detail in fig. 5, the entry of the bypass 58 comprises a closing flap 62 actuated by a hydraulic or pneumatic cylinder 63. A similar closing member 64, controlled by a similar cylinder 65, is established at the exit of the bypass. -pass.
The turbo-rocket compressor, shown in fig. 5, has stator vanes 66 and rotor vanes 67 which are all pivotally mounted to allow feathering of the compressor vanes. The stator vanes 66, shown in detail in FIG. 6, comprise rods 68 mounted on the outer wall of the duct, so as to pivot, and this wall carries a ring 69 which can rotate in a plane perpendicular to the axis of the compressor, the ring comprising slots in which are engaged fingers 70 projecting from the stems of the blades. A hydraulic jack 71 intervenes to rotate the ring with a small angular amplitude.
The vanes 72 of the ring of stator vanes, established at the inlet of the compressor, are connected separately by fingers 73 to a similar ring 74 mounted on the internal wall of the compressor.
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main pump and operated by a separate cylinder 75.
Similarly, the blades 67 of the rotor, one of which is shown in detail in FIGS. 7 and 8 can pivot relative to the body 76 of the compressor rotor. Fingers 77, which protrude from the stems 78 of the vanes, are engaged in slots 79 formed in the periphery of the discs of the rotor 80 mounted so as to slide along the axis of the compressor in the body of the rotor of the compressor. The disks 80 are interconnected by a hollow shaft 81, and a hydraulic or pneumatic cylinder 82, itself connected to the shaft by a rotary coupling 83, intervenes to move the disks axially forwards or forwards. rear, so that the vanes pivot at a reduced angle to come to occupy a feathered position.
The compressor 51 is driven by the turbine 55 with the aid of a coupling 84 which includes a speed reducer 85 and a freewheel mechanism 86 (the details of which are not part of the invention). Turbine 55 is driven by the discharge of rocket gas supplied by a plurality of rocket combustion chambers 53 which extend radially across the main duct. Turbine discharge ducts 87, connected to the outlet of the turbine, introduce the gases into the main duct and by-passes 88, which form another outlet for the gases, are connected to the turbine discharge ducts. and extend across the main duct to terminate on the exterior of the aircraft, in a region in which low pressure prevails, during flight.
The outlet of each deflection preferably comprises a charge nozzle 89 of convergent-divergent shape. Throttling members or butterflies 90, 91 are respectively established in the discharge ducts 87 of the turbine and in the by-passes 88 so that the gas flow can be modified. Near the outlet of the turbine discharge ducts 87, the main duct is formed as a stator reactor combustion chamber 52 in which baffles 92 are established to produce
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a flame stabilizer zone and effect the mixing of the discharge gases from the turbine with the air stream. Nozzles 93 are established in this area for the introduction of fuel if necessary.
In the case of the turbo-rocket, first described, the fuel supply to the rocket combustion chambers can be interrupted when a certain air speed is reached and all the fuel admitted can be introduced into the duct. main by the nozzles 93 for operation as a stato-reactor, via a control device 94. To reduce the pressure losses in the compressor, the bypass passage 52 is opened to form a direct path for the air, from the inlet to the combustion chamber of the stato-reactor. In addition, the compressor blades can be moved angularly by the operation of an operating device 95 connected to the cylinder 02 and actuated by the control device 94.
For a simplified embodiment of a turbo-rocket which does not include means for rotating the vanes, the compressor rotor can spin like a pinwheel in the reduced air flow and, due to the presence of the impeller mechanism free, wind losses do not occur in the turbine. If, on the other hand, this freewheel mechanism does not exist, the losses due to the wind of the turbine can be reduced by closing the throttles 90 of the discharge ducts 87 of the turbine and opening the valves. throttling bodies 91 of the branches to connect well. the interior of the turbine a low pressure zone thereby partially causing a vacuum in the turbine.
Means, for example a clutch, can be provided as a variant for disengaging the drive connection between the turbine and the compressor.
For any embodiment, the compressor is allowed to spin like a chicken, power can be taken from the rotor spinning like a reel to drive props.
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For a modified embodiment of a turbo-rocket capable of flying at hypersonic speeds at which considerable heat is produced in the air intake, the wall members serving to close the bypass passage can be made in such a way as to allow complete closure of the main duct downstream of the latter when the entry of the bypass passage is open. In this case, all of the air admitted into the main duct is directed to the bypass and it is essential to provide adjustable vanes or to use heat-resistant materials in the compressor. .
Thus, for example, the shutter can be formed by spoons which can slide towards the axis of the main duct to free the entry of the bypass passage starting from positions in which they form part of the outer wall, of the conduit. According to a variant, the closure can be constituted by an ordinary ring sliding longitudinally on the outer wall of the main duct to cover or clear said inlet. Or again, when the inlet is formed by several openings distributed around the outer wall in a plane perpendicular to the axis of the duct, the shutter can be constituted by a ring which rotates in this plane and comprises openings having spacings,. Corresponding.
Another variant or additional arrangement comprises a separate inlet for the combustion chamber of the stato-reactor, this inlet communicating with the free air.
Another form of turbo-rocket which can be modified to function as a stato-reactor by using compressor vanes or bypassing the compressor, in accordance with the invention, is described in the Great Patent.
Bretagne n 740,009 filed April 26, 1953.
Fig. 9 shows a compressor with adjustable vanes, which is applicable to the turbo-rockets described above and to other embodiments of reactors established according to the invention, the compressor comprising stator vanes 100 and vanes. rotor 101 which are mounted in such a way that they
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can, if necessary, be withdrawn, at least partially, from the air stream of the compressor. The blades of the compressor stator are connected by rods 102 to bases 103 housed so as to be able to pivot in a cylinder 104 coaxially surrounding the outer wall 105 of the duct 106 of the compressor and being able to rotate around the latter.
The stator vanes pass through the duct through slots 107 formed in the outer wall 105 of the duct and are supported by shoulders 108 forming part of the vanes and bearing on said outer wall 105 when the vanes occupy their active position shown on the blades. fig. 9 and 10. a rack 109 formed on the rear end of cylinder 104, meshes with a pinion 110 wedged on a radial shaft 111 which can be angularly displaced by an operating device 112, the rotation of the shaft forcing the cylinder 104 to be stirred relative to the outer wall 105 of the duct so as to withdraw the vanes through the slots from their active position, shown in FIG. 10, up to their inactive position, shown in fig.
11, in which the vanes are housed between the cylinder 104 and the. outer wall 105.
The compressor rotor 113 includes an inner drum 114 which can rotate coaxially in an outer drum 115.
The rotor vanes 101, which are constructed in the same way as the stator vanes, pass through slots 116 formed in the outer drum 115 and have rods 117 supporting bases 118 which can pivot in the inner drum 114. shoulders 119 are formed on the blades and bear on the outer drum 115 when the blades are in their active position.
Means are provided for rotating the inner and outer drums relative to each other, these means comprising a ring 120 established between the walls of the two drums and supporting several arms 121 which extend radially with respect to the axis of the compressor, the outer end, in the radial direction, of each arm slidable in a longitudinal guide path 122 provided on the wall of the outer drum 115 while the inner end, in the
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radial direction, each arm can slide in a slot 123 formed in the. inner drum wall .. '114 forming an angle with the guide path 122.
The ring 120 is supported by a plurality of rearwardly facing rods 124 engaged in holes in the rear end wall of the outer drum 115, these rods supporting. their rear ends, a ring 126 with edges. A roller 127, mounted on a sliding rod 128, is in contact with the edges of the ring 126 and can be moved forward and backward using a pinion 129 mounted on the shaft 111 and meshing with a rack 130 provided on the sliding rod 128.
The forward or backward movement of the sliding rod produces analogous movements of ring 126 and ring 120. By the resulting relative rotation of the inner drum with respect to the outer drum of the rotor, the vanes de, these are moved from their active position shown in fig.9 and 10 to their inactive position shown in fig. 11.
Other means can be used to remove the vanes. For example, each blade can slide in an opening made in a support wall and include a base formed by a threaded nut in which is housed a threaded rod, the rotation of the rod serving to move the blade away from the path followed by the blade. air, in a direction perpendicular to the axis of the compressor. According to a variant, the vane can be mounted on one end of a threaded rod which is movable in a direction perpendicular to the axis of the compressor by contact with a rotary nut.
According to another variant, the vane can be moved radially using a piston sliding in a cylinder, for example a pneumatic cylinder, the a.ube being able to be mounted so as to move with the cylinder while the piston remains fixed relative to the rotor or stator, or vice versa.
Whereas, for the compressor shown in fig. 9, means are reviewed for removing several vane rings from both the rotor and the stator, it may be sufficient, for a simplified embodiment of the compressor, to remove only
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Lement a crown of blades which will normally be the. crown, established at the output of the compressor stator since the greatest pressure drop occurs in the vane crowns which are further downstream. If this crown of blades is located downstream of the compressor rotor, the blades are withdrawn through the internal or external wall of the duct. According to a variant, only part, and not all of them, can be withdrawn.
The vanes, which are not removable, can be adjustable so that, during operation in a stator-reactor, they can be erased by pivoting.
Another embodiment, shown in fig. 12, is in the form of a bypass motor which includes a low pressure compressor 135 established in the main duct 136 to supply air to both a main reactor 137 and an annular bypass duct 138, surrounding the main engine, the central part of the bypass engine, which comprises in the main engine a high pressure compressor 139, a combustion chamber 140 and a high pressure turbine 141 while the bypass duct -pass contains a combustion chamber 142 of the stato-reactor type, is only shown schematically because these parts of the engine, considered separately, are established as usual.
The low-pressure compressor 135, which supplies air to both the main engine and the bypass, is made, in substance, like that shown in Figs. 2 and 3 with stator vanes 11 and rotor vanes 13, each of these vanes being able to pivot about a radial axis to come to occupy a retracted position. The rotor blades 13 are retained in split discs 16 and can rotate relative to the discs by means of racks 24 meshing with pinions 21 formed on the stems 14 of the blades. These racks are fixed on an axially movable ring 26, established at the rear of the rotor, this ring being able to be moved by a sliding rod 30 carrying a roller 29 which is in contact with the edges 28 of the ring 26.
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The sliding rod 30 is moved axially by a rack 33 meshing with a pinion 32 mounted on the shaft 31. A series of rings 34, connected between them by collars 37, are 'mounted on the outer wall of the duct and fingers. 35, fixed to the rods 12 of the stator vanes 11, are engaged in slots 36 of the rings.
A rack 38 formed along the periphery of the rearmost collar 37 contacts another pinion 39 mounted on the shaft 31, so that the rotation of the shaft produces the angular displacement of the pins. rings and, consequently, stator vanes. The shaft 31 rotates with the aid of an operating mechanism 143 actuated by a control device 144, so that the angular displacement (simultaneous of the rotor blades and the stator blades towards their position is obtained. erased.
The shaft 31 also drives, by a transmission. appropriate, shutters 145 established in the inlet 146 of the high pressure compressor 139. The arrangement is such that the rotation of the shaft 31 not only brings the vanes of the low pressure compressor to their retracted position but tilts. also the shutters so that the inlet of the high pressure compressor is closed.
- On the exhaust side of the engine, the exhaust duct 147 of the main engine is delimited by a central body 14.8 and by an outer cone 111.9. In harmony with the effects obtained at the front of the engine, the central body can be moved rearward by a hydraulic or pneumatic cylinder 150 and the outer cone 149 can be moved forward by a pinion mechanism and cre- mesh 151, so that the outlet of the main motor is blocked. It should be noted that the central body 148 can advance to beyond the plane of the final nozzle 152 of the bypass duct, so that the outlet section of the bypass duct 138 is modified up to to have the correct value for the operation of this conduit as a veriatbl- 'ta.to-réa.ctor.
In fig. 18 cidered with fig. 3 dont question @
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above, the device for rotating the rotor blades is shown in detail. Fig. 3 shows (in elevation, parts in section) part of the periphery of a typical rotor disc 16 and FIG. 13 shows the same part of the disc in axial section.
The rotor disc 16 is formed by two corresponding halves interconnected at their periphery by bolts.
In the periphery of the disc are formed suitable holes 18 to receive the blades. A support for the support 19 of the blade is formed in the rod 14 of this blade making its machining and the blade is supported by a bearing av ': roller, conical which is located between the surface of the support and the rod of the blade. dawn. The lower part of the blade stem comprises a pinion 21, the teeth 22 of which mesh with the racks 24 which rotate the blades, the racks being housed in slots 25 machined in the half-discs. At the rear end of the complete rotor assembly, the racks 24 are attached to the ring 26 which can slide axially on a boss 27 provided on the final disc half.
A roller 29 is in contact with the flanges 28 of this ring and, through this roller, the axial movement of the sliding rod 30 is transmitted to the ring 26 to produce the angular movement of the rotor blades.
Under the takeoff or climb conditions of the aircraft, this embodiment can operate in bypass, in the known manner. However, when the predetermined straight line flight speed is reached, for example under cruising flight conditions, the engine can be converted to function as a statorjet.
Therefore, with the aid of the controller 144 acting through the actuating mechanism 143 and 153 to 156, the compressor vanes 11, 13 are brought to their erased position, the fuel supply of the main combustion chamber 140 is interrupted to stop the operation of the propellant reactor cent the entry of the main compressor is blocked, a brake acts on the main marble, the
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turbine exhaust is closed and the position of the external cone of the propulsion nozzle is adjusted so as to allow an increased flow of gas in the bypass duct.
The air entering the engine intake by a ram effect then flows between the vanes, occupying their active position, of the bypass compressor before entering the combustion chamber 132 of the bypass in which fuel is burned to increase the air temperature. Hot combustion products are discharged through the exhaust nozzle in the form of a high velocity propellant jet.
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For a variant of a bypass reactor comprising a main duct 160, an engine (main 161 and a bypass duct 162 surrounding the main engine, as shown in fig. 14, a pressure pass compressor 163, established in the main duct, has adjustable vanes 164, 165 which may have the shape shown in detail in Figs.
2 and 3 or in figs. 5 to 8. In addition, a bypass passage 166 is formed between the outer wall 167 of the main duct and a casing 168 of the motor, this passage comprising shutters 169, 170 at the inlet and at the outlet, these shutters having the shape shown in detail in FIG. 5 or that of the variants described above. The bypass duct 162 contains a stato-reactor combustion chamber 171 and comprises, at the exhaust end of the engine, a propulsion nozzle 172 having the shape shown in FIG. 14.
During take-off, the bypass passage is closed and the engine operates in the usual bypass manner. For sufficient air speeds to allow operation as a stator reactor, the engine can be converted into a s tato-jet engine, with the main engine ceasing to be supplied by operating at idle speed while the switch to bypass is opened to form a different passage for air from the inlet to the combustion chamber of the turbo-reactor to which the main or total quantity of feed fuel is then directed.
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During the for.ctionnenent in stato-reactor, all the possible paths for the gas through the engine, in particular the path through the main engine can remain open. In addition, a separate inlet can be provided for air taken from the atmosphere which can end directly in the bypass duct.
For a variation of this embodiment, a low pressure compressor may have removable vanes like those shown in Figs. 9? 11.
According to another variant, it is possible to provide means for deflecting part of the air flowing in the bypass duct, directly into the combustion chamber or chambers of the main engine. For example, the internal wall of the bypass duct can include openings near the combustion chamber (s). of the main motor to form a passage for the air from the bypass duct into the combustion air stream of the main motor, means being provided for opening or closing the openings, these means possibly having the form of shutters like those described above.
Fig. 15 shows a rater with a caged fan, established according to the invention, this return comprising a main duct 175 in which the main motor 176 is housed and an outer annular duct 177, surrounding the rear part of the main motor and containing a combustion 178 of a stator reactor. A fan, housed in the outer duct, comprises stator blades 179 cooperating with a ring of rotor blades 180 which is mounted on a turbine 181 of the main engine, thus being directly driven by the latter. The stator vanes 179 of the fan are mounted so as to be adjustable as shown in fig. 2 or 6.
Passage in bypass 132 is established in parallel with respect to the outer duct between the outer wall 183 of the outer duct and a casing 184, as for the embodiment described above.
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For n-'iiaporte which back 1l1:) G.û :: '-'the realization of the reactor described above, when the latter operates under stator-reactor conditions, the section of the air inlet can be adjusted to vary the quantity of air admitted ;, for example by means of an inlet cone, which can slide axially and cooperates with a constricted part of the outer wall of the main duct.
It will be appreciated that the various characteristics, described above, can be combined in various ways to constitute numerous other variants of a reactor established according to the invention.
F E S U M E.
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