CH276513A

CH276513A - Gas turbine installation for the propulsion of an aircraft.

Info

Publication number: CH276513A
Authority: CH
Inventors: Limited Armstrong Sidde Motors
Original assignee: Armstrong Siddeley Motors Ltd
Priority date: 1947-11-25
Filing date: 1948-10-06
Publication date: 1951-07-15

Description

Installation ä turbine ä gaz pour la propulsion dun avion. Gas turbine installation for the propulsion of an aircraft.

Cette invention a pour objet une installa tion ä turbine ä gaz pour la propulsion ('an avion. Cette installat.ion pourrait, par exem ple, etre agencee de fason ä. assurer la propul sion de 1'avion par ejection de gaz, ou de l'a@on ä assurer la propulsion par 1e mo@-en dune helice, ou eneore de faeon ä assurer la propulsion par la eonibinaison de ces deux moy ens. This invention relates to a gas turbine installation for the propulsion of an airplane. This installation could, for example, be arranged so as to ensure the propulsion of the airplane by gas ejection, or of a@on to ensure propulsion by the 1st mo@-in a propeller, or even so as to ensure propulsion by the combination of these two means.

Dans un avion pourvu dune teile installa tion, un genei-atettr electrique destine ä Fali inentation et ä la eommande de serviees auxi liaires de Favion, eomprenant par exemple 1e chauffage, 1'eclairage et la elimatisation de la eabine, 1e degivrage des ailes, la eonunande du train d'atterrissage, du pas des lielices, etc., est generaleinent `dispose dans Favion ä distance de la an des turbines et est entraine par un train d'engrenages augmentant la vi t.esse de rota,t.ion couple ä un train d'engre na-es redueteur entraine par une turbine de Finstallation par 1'interniediaire Tun arbre de transmission relativement Ion- o-- Jans eertaiiis eas, des eardans ou joints Oas tiques. L'arbre de transnüssion intermediaire tourne par exemple d. une vitesse de 3000 t/min. et Je generateur eleetrique ä une vitesse de 10 000 tlmin. Ce dispositif de transmission est lourd et encoinbrant et, de plus, a un rende nient ndeanique peu MW La presente invention a potir but d'eviter cet inconvenient et, ä cet effet, Finstallation selon 1'invention eomprend un generateur elec- trique ä Brande vitesse dont 1e rotor est cale sur un arbre portant un rotor de turbine de Finstallation. In an airplane provided with such an installation, an electrical generator is intended for the maintenance and the control of auxiliary services of the airplane, including for example the heating, the lighting and the air conditioning of the cabin, the de-icing of the wings, the control of the landing gear, the pitch of the rotors, etc., is generally arranged in the plane at a distance from the year of the turbines and is driven by a gear train increasing the speed of rotation, t.ion coupled to a reduction gear train driven by a turbine of the installation via a relative transmission shaft, or joints. The intermediate transnüssion shaft rotates for example d. a speed of 3000 rpm. and the electric generator at a speed of 10,000 rpm. This transmission device is heavy and bulky and, moreover, has a low mechanical efficiency. The present invention aims to avoid this drawback and, to this end, the installation according to the invention comprises an electric generator at speed at which the rotor is wedged on a shaft carrying a turbine rotor of the installation.

Le dessin represente, ä titre d'exemple, une forme d'execution de Finstallation objet cle 1'invention, constituee par un turbor6ae- teur. The drawing shows, by way of example, one form of execution of the installation which is the subject of the invention, consisting of a turborator.

La. fig. 1 est une vue de la partie eentrale de cette forme d'execution eomprise entre Je eompresseur et la turbine, deux des chambres de combustion n'etant pas representees. The. fig. 1 is a view of the central part of this embodiment between I eompresseur and the turbine, two of the combustion chambers not being represented.

La fig. 2 est une coupe partielle Ionftu- dinale, ä plus Brande eehelle, du generateur eleetrique de cette forme d'execution, selon 2-2 de la fig. 3. fig. 2 is a partial longitudinal section, on a larger scale, of the electrical generator of this embodiment, according to 2-2 of FIG. 3.

La fig. 3 est une coupe selon 3-3 de la fig. 2. fig. 3 is a section according to 3-3 of FIG. 2.

Dans la fig. 1, 12 represente la bäche de refoulement du compresseur ax-ial du turbo- reacteur, 1e rotor de ee compresseur etant entraine par 1'intermediaire d'un arbre 13 ä partir dune turbine axiale dont la bäche est itidiquee en 14. Le compresseur et la turbine ont meme axe et sont espaces 1'un de Fautre en direction axiale, et 1e eompresseur est relie ü la turbine par six chambres de combustion similaires 16, de forme allongee, disposees en cerele autour de Faxe de 1'arbre 13. Ces six ehambres de eornbustion pourraient eire rem- plaeees par une chambre de eombustion uni- que, de section annulaire, entourant Farbre 13. Les ehambres de eombustion sont alimentees e n air 'a partir de la bäche de refoulement du compresseur; du combustible est, introduit dans lesdites chambres et, après combustion, les Zaz brûlés s'écoulent dans la bâche d'admis sion de la turbine 14, le fonctionnement se produisant de façon connue, la propulsion étant. assurée par éjection de gaz. In fig. 1, 12 represents the discharge head of the axial compressor of the turbojet, the rotor of this compressor being driven via a shaft 13 from an axial turbine whose head is located at 14. The compressor and the turbine have the same axis and are spaced from one another in the axial direction, and the compressor is connected to the turbine by six similar combustion chambers 16, of elongated shape, arranged in a circle around the axis of the shaft 13. These six combustion chambers could be replaced by a single combustion chamber, of annular section, surrounding the shaft 13. The combustion chambers are supplied with air from the discharge head of the compressor; fuel is introduced into said chambers and, after combustion, the burnt Zaz flow into the intake tank of the turbine 14, the operation occurring in a known manner, the propulsion being. provided by gas ejection.

Un générateur électrique à grande vitesse 18, destiné à fournir l'énergie électrique néces saire à l'alimentation de différents services vuxiliaires de l'avion, est. monté entre le com presseur et la turbine dans l'espace central limité par les chambres de combustion 16 ou, je cas échéant, par la chambre de combustion de section annulaire, le rotor de ce générateur étant calé sur l'arbre 13 portant. les rotors du compresseur et de la turbine. A high-speed electrical generator 18, intended to supply the electrical energy necessary for supplying the various utility services of the aircraft, is. mounted between the compressor and the turbine in the central space limited by the combustion chambers 16 or, if necessary, by the combustion chamber of annular section, the rotor of this generator being keyed on the bearing shaft 13. compressor and turbine rotors.

L'arbre 13 présente une partie centrale de plus grand diamètre 20, qui est munie de rai nures axiales destinées à faciliter son refroi dissement et sur laquelle est monté le rotor du générateur, ce rotor ne comprenant pas d'enroulement. Ce rotor est constitué par une série de plaques annulaires similaires consti tuant un aimant permanent 21, 21, fixées à. la partie 20 de plus grand diamètre au moyen d'une clavette 22 et qui sont maintenues sur la partie 20 de l'arbre au moyen de plaques 23, 23 et d'écrous 24-, 24 (voir fig. 2). Ce rotor présente vingt-quatre pôles 26. The shaft 13 has a central part of larger diameter 20, which is provided with axial grooves intended to facilitate its cooling and on which is mounted the rotor of the generator, this rotor not comprising any winding. This rotor consists of a series of similar annular plates constituting a permanent magnet 21, 21, fixed to. the larger diameter part 20 by means of a key 22 and which are held on the part 20 of the shaft by means of plates 23, 23 and nuts 24-, 24 (see fig. 2). This rotor has twenty-four poles 26.

Une enveloppe stationnaire 28 entoure l'arbre 13; elle supporte à son intérieur le stator du générateur. Le stator représenté comprend quatre pièces polaires feuilletées '39, en forme générale de [J, munies chacune d'un enroulement 30 qui les entoure, dans lesquels le courant du générateur est produit et qui sont munis de conducteurs de sortie, non re présentés, qui passent à l'intérieur d'un tube 31 fixé à l'enveloppe 28 et placé entre deux des chambres de combustion 16. Chacun des pôles 29 est découpé, comme représenté en 32 (fig. 3), de manière à constituer deux pièces polaires principales 33, 33 subdivisées elles- mêmes en deux pôles, chacune des pièces po laires principales 33 portant tin enroulement à courant continu 34-, 3.1 destiné à être par couru par un courant d'excitation provenant d'une batterie non représentée disposée dans l'avion, les condueteurs d'alimentation dudit enroulement étant aussi disposés dans le tube ,il. Un dispositif de fixation du stator est représenté en 35 à la fig. ?. A stationary shroud 28 surrounds shaft 13; it supports in its interior the stator of the generator. The stator shown comprises four laminated pole pieces '39, in the general shape of [J, each provided with a winding 30 which surrounds them, in which the generator current is produced and which are provided with output conductors, not shown, which pass inside a tube 31 fixed to the casing 28 and placed between two of the combustion chambers 16. Each of the poles 29 is cut out, as shown at 32 (fig. 3) , so as to constitute two main pole pieces 33, 33 themselves subdivided into two poles, each of the main pole pieces 33 carrying a direct current winding 34-, 3.1 intended to be run by an excitation current coming from a battery, not shown, arranged in the aircraft, the supply conductors of said winding also being arranged in the tube, it. A stator fixing device is shown at 35 in FIG. ?.

Le générateur représenté est. prévu pour fournir une puissance d'environ 10 kW à une fréquence de 5000 périodes et. une tension de 50 à 100 volts lorsque le rotor est entraîné à 15 000 train. Une plus grande puissance peut être obtenue en augmentant la longueur axiale de ce générateur ou en disposant plusieurs générateurs identiques le long de l'arbre 13. Le générateur 18 pourrait être tel qu'il puisse servir de moteur de démarrage du turboréac teur représenté. The generator shown is. provided to provide a power of about 10 kW at a frequency of 5000 periods and. a voltage of 50 to 100 volts when the rotor is driven at 15,000 rpm. Greater power can be obtained by increasing the axial length of this generator or by arranging several identical generators along the shaft 13. The generator 18 could be such that it can serve as the starting motor for the turbojet shown.

Le turboréacteur décrit pourrait com prendre un dispositif pour refroidir le généra- teur au moyen d'air par exemple soutiré du compresseur. La disposition décrite du géné rateur électrique, entre le compresseur et la turbine, favorise un tel agencement, et le turboréacteur étant pourvu de ce dispositif de refroidissement, une puissance notable peut être produite au moyen d'un générateur de relativement petite dimension. La puissance maximum nécessitée par tous les services auxi liaires d'un avion petit atteindre jusqu'à 60 à 75 k'W ; cependant, elle est généralement beaucoup plus faible. The turbojet described could include a device for cooling the generator by means of air for example withdrawn from the compressor. The arrangement described of the electric generator, between the compressor and the turbine, favors such an arrangement, and the turbojet being provided with this cooling device, a considerable power can be produced by means of a generator of relatively small dimension. The maximum power required by all the auxiliary services of a small aircraft reaches up to 60 to 75 k'W; however, it is generally much lower.

Claims

CLAIM Gas turbine installation for propelling an aircraft, characterized in that it comprises a high-speed electric generator, the rotor of which is keyed on a shaft carrying a turbine rotor of the installation. SUB-CLAIMS: 1. Installation according to claim, comprising a compressor having the same axis as said turbine rotor and spaced axially from the latter, this compressor being. connected to the turbine including. this turbine rotor by at least one combustion chamber, characterized in that the generator is arranged between this compressor and this turbine. `. Installation according to claim, in which said turbine rotor drives a compressor connected to the turbine having this rotor by a combustion chamber, characterized in that the electric generator is such that it can be used as a starter motor. 3. Installation according to claim and sub-claim 1, characterized in that said combustion chamber is of annular section and surrounds the generator. 4. Installation according to claim and sub-claim 1, characterized in that said compressor is connected to said turbine by several combustion chambers distributed around the generator.