CH276513A - Installation à turbine à gaz pour la propulsion d'un avion. - Google Patents

Description

Installation ä turbine ä gaz pour la propulsion dun avion.

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.

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.

Le dessin represente, ä titre d'exemple, une forme d'execution de Finstallation objet cle 1'invention, constituee par un turbor6ae- teur.

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.

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.

La fig. 3 est une coupe selon 3-3 de la 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.

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.

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.

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 <B>31</B> 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. ?.

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.

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.

Claims (1)

1. REVENDICATION Installation à turbine à gaz pour la pro pulsion d'un avion, caractérisée en ce qu'elle comprend un générateur électrique à grande vitesse dont le rotor est calé sur un arbre por tant un rotor de turbine de l'installation. <B>SOUS-REVENDICATIONS:</B> 1. Installation selon la revendication, com prenant un compresseur ayant même axe que ledit rotor de turbine et espacé axialement de ce dernier, ce compresseur étant. relié à la tur bine comprenant. ce rotor de turbine par au moins une chambre de combustion, caraet.éri- sée en ce que le générateur est disposé entre ce compresseur et cette turbine. `. Installation selon la revendication, dans laquelle ledit rotor de turbine entraine un compresseur relié à la turbine présentant ce rotor par une chambre de combustion, carac térisée en ce que le générateur électrique est tel qu'il puisse être employé comme moteur de démarrage. 3. Installation selon la revendication et la sous-revendication 1, caractérisée en ce que ladite chambre de combustion est de section annulaire et entoure le générateur. 4. Installation selon la revendication et la sous-revendication 1, caractérisée en ce que ledit compresseur est relié à ladite turbine par plusieurs chambres de combustion répar ties autour du générateur.