Installation de propulsion par réaction. L'invention a pour objet une installation de propulsion par réaction comprenant un premier compresseur dynamique comprenant au moins une roue portant au moins un aubage tel que les canaux entre les aubes de cet aubage soient aa moins en partie de forme convergente-divergente dans le sens de l'écou lement, l'air étant destiné,
en régime normal, à s'écouler avec une vitesse relative supérieure à la vitesse du son à travers la, partie conver gente au moins de chacun de ces canaux, et à quitter ces canaux avec une vitesse absolue qui est inférieure à la vitesse du son.
L'installation faisant l'objet de l'invention est caractérisée en ce qu'elle comprend, en outre, un second compresseur dynamique des tiné à comprimer au moins une partie de l'air comprimé par le premier compresseur, des moyens pour diviser l'air qui traverse l'instal lation en deux courants,- des moyens pour faire brûler du combustible dans l'un de ces courants, au moins une turbine pour l'entraî nement des compresseurs et une tuyère de propulsion par réaction, le second compresseur étant établi da faon qu'à tous les régimes la vitesse relative de l'air dans ses parties mo biles reste inférieure à la vitesse du son, le courant chauffé par la combustion dudit com bustible se détendant dans la turbine,
l'autre courant étant dérivé du circuit de celle-ci et les deux courants étant déchargés vers l'ar rière à travers la tuyère. Le dessin représente, à titre d'exemple, deux formes d'exécution de l'installation de propulsion - faisant l'objet de l'invention, et une variante de détail.
La fig. 1 est une élévation latérale d'une première forme d'exécution, la moitié supé rieure de celle-ci étant représentée en coupe axiale.
La fig. 2 :est une vue analogue d'une deuxième forme d'exécution, et la fig. 3 est une vue en coupe, selon. VI-VI des fig. 1 et 2, d'une variante de l'une quelconque des formes d'exécution re présentées aux fig. 1 et 2.
Dans les deux formes d'exécution repré sentées, de nombreuses parties sont. identiques ou analogues et ces parties sont désignées par des mêmes signes de- référence.
La forme d'exécution représentée à la fig. 1 comprend une enveloppe extérieure 10, faite de plusieurs parties .de forme annulaire et dont l'extrémité frontale contient un cône de choc 11 qui délimite, conjointement avec cette enveloppe 10, un passage d'admission annulaire 12. Le cône 11 est supporté à l'in térieur .de la partie frontale de l'enveloppe 10 au moyen de bras radiaux profilés 37, et il présente, à son extrémité arrière, une pla que 14 qui supporte un palier 15 pour un tronçon d'arbre creux s'étendant à partir d'un disque 17.
Le disque 17 porte à sa périphérie une unique rangée d'aubes 18, précédée d'une raÈ- gée d'aubes directrices radiales 13 disposées clans le passage 12. Le disque 17 est relié au moyen d'un rebord annulaire 39 à un disque 40 qui porte les aubes d'un premier étage d'un compresseur à écoulement axial 50 qui comprend six étages.
Des aubes directrices fixes sont disposées en aval de chacune des rangées d'aubes du rotor de ce compresseur 50 qui est établi de façon que pour tous les régimes les vitesses relatives de l'air dans ses cubages mobiles n'atteignent pas à des valeurs supersoniques.
Les aubes 18 du rotor 17, 18 sont con formées et disposées de manière que les ca naux entre les aubes aient une forme conver- gente-divërgente dans le sens de l'écoulement, l'agencement de ces aubes et des aubes de gui dage 13 étant en outre tel qu'en régime nor mal la vitesse relative de l'air à travers la partie convergente au moins de chacun des canaux entre les aubes 18 soit supérieure à la vitesse du son, et qu'à sa sortie de la rangée d'aubes 18,
l'air soit animé .d'une vitesse abso lue inférieure à la vitesse du son et présen tant une composante tangentielle notable. Une cloison annulaire 43 divise le courant d'air comprimé fourni par le compresseur 13, 17, 18 en un courant interne et un courant externe. Le courant d'air externe passe entre des aubes directrices 44, 45 et 46 qui le dé vient dans une direction parallèle à l'axe de l'installation.
Après sa sortie d'entre les aubes directri ces 46, l'air qui a été comprimé uniquement par le premier compresseur 12, 13, 17, 18 s'écoule vers l'arrière à travers un passage annulaire 47 qui est limité par l'enveloppe extérieure 10, d'une part, et, d'autre part, par une -enveloppe intérieure 48.
Du combus tible fourni par des injecteurs 62 peut être brûlé dans ce courant d'air externe, dans ce passage annulaire. Le courant externe est en suite déchargé vers l'arrière dans l'atmosphère à travers une buse annulaire 49 qui entoure une buse principale .34 et forme avec celle-ci une tuyère de propulsion par réaction. Le courant d'air interne, c'est-à-dire celui qui s'écoule à l'intérieur de la cloison annu laire 43, est comprimé par le compresseur axial 50.
Un arbre creux 21 s'étend vers l'arrière à. partir -du disque du dernier étage du com presseur 50 et est monté pour tourner dans un palier 23 ménagé dans un organe fixe de l'installation.
A sa sortie du compresseur axial 50, le courant d'air interne pénètre dans un dispo sitif de combustion comprenant un jeu de chambres de combustion séparées 26 disposées côte à côte autour de l'arbre 21. Ce dispositif pourrait aussi ne comprendre qu'une seule chambre de combustion de section annulaire entourant ledit arbre 21.
Des injecteurs 27 sont disposés de façon à permettre d'introduire du combustible dans les chambres de combustion.
Les gaz de combustion chauds s'échappant des chambres de combustion passent entre des aubes directrices 28 et viennent ensuite frap per des aubes 29 d'un premier étage d'une turbine. Les aubes 29 sont montées sur un disque de turbine 30 qui est fixé à l'arbre 21. A leur sortie du premier étage de la turbine, les gaz passent à travers --m second jeu d'au bes directrices 31 et ensuite entre des aubes 32 d'un second étage de la turbine. Les aubes 32 sont montées sur un disque 33 qui est éga lement fixé à l'arbre 21.
La, turbine entraîne les compresseurs à la même vitesse de rotation par l'intermédiaire de l'arbre 21.
A leur sortie du second étage de la tur bine, les gaz chauds sont déchargés vers l'ar rière dans l'atmosphère sous forme d'un jet propulseur à travers la buse 34 de la. tuyère de propulsion. Pour assurer un passage pro gressif et régulier des gaz jusque dans la buse 34, un cône de fuite 35 est disposé dans cette buse et -est supporté par l'enveloppe 48 au moyen de bras radiaux 36.
Lorsque l'installation est montée à bord d'un aéronef très rapide, l'effet de choc dû à la grande vitesse d'avance de cet aéronef a tendance à produire une pression dans l'ad mission de l'installation et à augmenter ainsi la chute de pression qui se produit au travers de la rangée d'aubes directrices 13.
La principale des raisons pour lesquelles on divise l'air en deux courants de manière qu'une partie de cet air ne passe pas à tra vers la turbine est qu'il est superflu de faire passer tout l'air à travers cette turbine pour obtenir une puissance suffisante pour entrai- ner les compresseurs. De plus, en ne faisant passer qu'une partie de l'air à travers la tur bine, on peut réduire le diamètre extérieur des rotors de celle-ci, ce qui permet d'alléger l'installation.
Un avantage de la construction décrite ré sulte du fait que, avant que le courant d'air externe ne passe en regard des brûleurs 62, cet air est relativement froid et isole ainsi la zone de combustion du courant d'air interne, de sorte qu'il n'est pas nécessaire de prévoir un revêtement calorifuge spécial pour la partie centrale de l'installation.
La deuxième forme d'exécution représen tée à la fig. 2 est à bien des égards analogue à, la première, représentée à la fig. 1. Elle s'en distingue cependant en ce que l'agence ment est tel que l'air traversant l'installation soit divisé en deux courants en amont du pre mier compresseur, lequel présente ici deux parties. Il y a deux entrées annulaires 51 et 52 pour l'air, et ces entrées sont séparées l'une de l'autre par une cloison annulaire 53 pré sentant un bord aigu.
En aval du support ra; dial 37, les canaux annulaires sont séparés par une cloison annulaire 54, et dans chaque canal est disposée une rangée d'aubes direc trices 55, respectivement 56. Le disque 17 de la roue du premier compresseur porte deux cubages concentriques 58 et 59 séparés par une cloison annulaire 57 disposée dans le pro longement de la cloison annulaire 43 s'éten dant vers l'arrière.
Les aubes directrices in ternes 56 et l'aubage interne 59 de la roue dû premier compresseur sont disposés de manière qu'à tous les régimes la vitesse relative de l'air dans les canaux de l'aubage 59 ne dé passe pas la vitesse du son.
L'aubage externe 58 de la roue du premier compresseur est agencé comme l'aubage 18 de l'installation de la fig. 1 et cet cubage et les aubes directrices 55 sont disposées de façon qu'en régime nor mal la vitesse relative de l'air dans les canaux de l'aubage 58 soit supérieure à la vitesse du son dans la partie convergente de ces canaux, et que l'air quitte l'aubage 58 avec une vitesse absolue inférieure à la vitesse du son.
Dans certains cas, l'aubage 59 et les aubes direc trices 56 pourraient être agencées comme les cubages externes 55 et 58 de façon que l'au- bage 59 fonctionne comme l'aubage 58. On voit donc que dans l'installation de la fig. 2, le premier compresseur fournit deux courants d'air comprimé séparés.
Le courant d'air externe comprimé dans l'aubagë extérieur 58 de la roue du premier compresseur passe entre des aubes directrices 44, 45 et 46, comme dans la première forme d'exécution, et est finalement déchargé dans l'atmosphère à travers la buse annulaire 49 clé la tuyère de propulsion.
Le courant d'air intérieur comprimé dans l'aubage intérieur 59 de la roue du premier compresseur pénètre dans un deuxième com- presseur à écoulement axial à sept étages 50 dans lequel les vitesses relatives de l'air sont infrasoniques et l'agencement et le fonction nement du reste de la partie de l'installation dans laquelle passe ce courant d'air est identi que à celui de la partie correspondante de la première forme d'exécution représentée à la fig. 1.
Dans les installations décrites, il n-y a pas d'aubes directrices entre le premier compres seur et le premier étage du .deuxième compres seur 50. L'absence de telles aubes directrices est due au fait que l'air sort du premier com presseur avec une composante de vitesse tan gentielle notable dans le sens de rotation du rotor .de ce compresseur et que le premier cubage mobile du compresseur 50 est cons truit de manière à pouvoir recevoir de l'air animé d'un tel mouvement de rotation.
Dans la variante à laquelle se rapporte la fig. 3, le courant d'air externe circulant dans le canal 47 est déchargé dans l'atmo sphère à travers plusieurs buses séparées 60 de la tuyère de propulsion qui sont groupées autour de la buse centrale 34 de cette tuyère, ceci au lieu :d'être déchargé à travers une buse annulaire externe 49.
Une paroi 61 séparant la buse centrale 34 des buses 60 présente une forme ondulée et permet -La. échange de chaï leur entre les gaz chauds s'écoulant à travers la buse centrale 34 et l'air s'écoulant à tra: vers les buses 60, cet échange de chaleur ten dant à égaliser les vitesses des jets .de gaz sor tant de ces buses.
Les installations décrites présentent plu sieurs avantages par rapport aux installations de propulsion par réaction à. turbine de cons truction usuelle. Par exemple, pour un diamè tre extérieur donné, les installations décrites permettent un plus grand écoulement massi que d'air, de sorte que leur rendement de pro pulsion est amélioré. Ces installations présen tent en outre une consommation spécifique de combustible réduite.
On a constaté que les installations de pro pulsion décrites présentent des caractéristi- ques de calage ou .d'arrêt au départ améliorées par rapport à celles d'installations n'utilisant que des compresseurs à écoulement axial de construction usuelle.
De plus, grâce à l'utili sation .d'une vitesse relative supersonique, on peut obtenir dans le premier compresseur de l'installation de la fig. 1 ou, dans l'aubage 58 du premier compresseur de l'installation de la fig. 2 un taux de compression équiva lent à celui que procurent deux étages ou da vantage :d'un compresseur à écoulement axial de construction usuelle.
Ainsi, la longueur et, par conséquent, le poids de l'installation de la fig. 1 notamment peuvent être considérable ment réduits polir un taux de compression déterminé. La construction de l'ensemble des installations décrites est relativement simple eu égard à leur rendement et, de plus, le pre mier compresseur est de construction robuste, de sorte qu'il est peu susceptible d'être en dommagé par de la glace et par d'autres corps étrangers.
De nombreuses modifications peuvent être apportées -aux formes d'exécution décrites. Par exemple, le courant d'air qui ne passe pas à travers la turbine peut, si on le désire, être mélangé aux gaz d'échappement de la turbine et ce mélange peut être déchargé dans l'atmo sphère à travers une tuyère de propulsion à buse unique.
On peut aussi prévoir des moyens pour faire brûler du combustible sup plémentaire dans les gaz s'échappant de la turbine. En outre, l'installation peut com prendre des moyens pour faire varier la sec tion droite efficace de la buse ou des buses de la tuyère de propulsion par réaction. Dans les formes d'exécution décrites, le premier compresseur et le deuxième compresseur sont tous deux entraînés par la turbine à la, même vitesse de rotation.
Dans certains cas, il peut être désirable d'entraîner le premier compres seur à une vitesse de rotation plus élevée que celle du deuxième compresseur. Lorsque cela est le cas, le premier compresseur peut être entraîné par l'intermédiaire d'engrenages. Alternativement, l'installation peut compren dre deux turbines séparées, dont l'une en traîne le premier compresseur et l'autre le se cond compresseur.
Reaction propulsion installation. The object of the invention is a reaction propulsion installation comprising a first dynamic compressor comprising at least one wheel carrying at least one blade such that the channels between the blades of this blade are at least partly of convergent-divergent shape in the direction flow, the air being intended,
in normal operation, to flow with a relative speed greater than the speed of sound through the converging part of at least each of these channels, and to leave these channels with an absolute speed which is lower than the speed of sound .
The installation which is the subject of the invention is characterized in that it further comprises a second dynamic compressor designed to compress at least part of the air compressed by the first compressor, means for dividing the air flowing through the installation in two streams, - means for burning fuel in one of these streams, at least one turbine for driving the compressors and one jet propulsion nozzle, the second compressor being established in such a way that at all speeds the relative speed of the air in its moving parts remains lower than the speed of sound, the current heated by the combustion of said fuel expanding in the turbine,
the other current being derived from the circuit thereof and the two currents being discharged rearwardly through the nozzle. The drawing represents, by way of example, two embodiments of the propulsion installation - forming the subject of the invention, and a variant of detail.
Fig. 1 is a side elevation of a first embodiment, the upper half thereof being shown in axial section.
Fig. 2: is a similar view of a second embodiment, and FIG. 3 is a sectional view, according to. VI-VI of fig. 1 and 2, of a variant of any one of the embodiments shown in FIGS. 1 and 2.
In the two embodiments shown, many parts are. identical or similar and these parts are designated by the same reference signs.
The embodiment shown in FIG. 1 comprises an outer casing 10, made of several parts .de annular shape and the front end of which contains an impact cone 11 which defines, together with this casing 10, an annular intake passage 12. The cone 11 is supported at inside the front part of the casing 10 by means of profiled radial arms 37, and it has, at its rear end, a plate 14 which supports a bearing 15 for a hollow shaft section extending from disk 17.
The disc 17 carries at its periphery a single row of vanes 18, preceded by a row of radial guide vanes 13 arranged in the passage 12. The disc 17 is connected by means of an annular flange 39 to a disc. 40 which carries the vanes of a first stage of an axial flow compressor 50 which comprises six stages.
Fixed guide vanes are arranged downstream of each of the rows of rotor blades of this compressor 50 which is established so that for all speeds the relative speeds of the air in its mobile airspace do not reach supersonic values. .
The vanes 18 of the rotor 17, 18 are shaped and arranged so that the channels between the vanes have a convergent-divergent shape in the direction of flow, the arrangement of these vanes and of the guide vanes. 13 being furthermore such that, under normal conditions, the relative speed of the air through the converging part of at least each of the channels between the blades 18 is greater than the speed of sound, and that at its exit from the row of vanes 18,
the air is animated at an absolute speed lower than the speed of sound and has a significant tangential component. An annular partition 43 divides the stream of compressed air supplied by the compressor 13, 17, 18 into an internal stream and an external stream. The external air stream passes between guide vanes 44, 45 and 46 which deflects it in a direction parallel to the axis of the installation.
After exiting from between the directional vanes 46, the air which has been compressed only by the first compressor 12, 13, 17, 18 flows rearward through an annular passage 47 which is limited by the outer casing 10, on the one hand, and, on the other hand, by an inner casing 48.
Fuel supplied by injectors 62 can be burned in this external air stream, in this annular passage. The external stream is then discharged back to the atmosphere through an annular nozzle 49 which surrounds a main nozzle 34 and forms therewith a reaction propulsion nozzle. The internal air stream, that is to say that which flows inside the annular partition 43, is compressed by the axial compressor 50.
A hollow shaft 21 extends rearwardly at. from -the disc of the last stage of the com pressor 50 and is mounted to rotate in a bearing 23 provided in a fixed member of the installation.
On leaving the axial compressor 50, the internal air stream enters a combustion device comprising a set of separate combustion chambers 26 arranged side by side around the shaft 21. This device could also include only one single combustion chamber of annular section surrounding said shaft 21.
Injectors 27 are arranged so as to allow fuel to be introduced into the combustion chambers.
The hot combustion gases escaping from the combustion chambers pass between guide vanes 28 and then strike through vanes 29 of a first stage of a turbine. The vanes 29 are mounted on a turbine disk 30 which is attached to the shaft 21. On leaving the first stage of the turbine, the gases pass through a second set of guide vanes 31 and then between blades 32 of a second stage of the turbine. The vanes 32 are mounted on a disc 33 which is also fixed to the shaft 21.
The turbine drives the compressors at the same rotational speed via the shaft 21.
On leaving the second stage of the turbine, the hot gases are discharged back into the atmosphere in the form of a propellant jet through the nozzle 34 of the. propulsion nozzle. To ensure a gradual and regular passage of the gases up to the nozzle 34, a leakage cone 35 is placed in this nozzle and is supported by the casing 48 by means of radial arms 36.
When the installation is boarded a very fast aircraft, the shock effect due to the high forward speed of this aircraft tends to produce a pressure in the admission of the installation and thus increase. the pressure drop that occurs across the row of guide vanes 13.
The main reason for dividing the air into two streams so that some of this air does not pass through the turbine is that it is unnecessary to pass all the air through this turbine to obtain sufficient power to drive the compressors. In addition, by passing only part of the air through the turbine, it is possible to reduce the outside diameter of the rotors thereof, which makes it possible to lighten the installation.
An advantage of the described construction results from the fact that, before the external air stream passes the burners 62, this air is relatively cold and thus isolates the combustion zone from the internal air stream, so that 'It is not necessary to provide a special heat-insulating coating for the central part of the installation.
The second embodiment shown in FIG. 2 is in many respects similar to the first, shown in FIG. 1. It differs, however, in that the arrangement is such that the air passing through the installation is divided into two streams upstream of the first compressor, which here has two parts. There are two annular inlets 51 and 52 for air, and these inlets are separated from one another by an annular partition 53 having a sharp edge.
Downstream of the ra support; dial 37, the annular channels are separated by an annular partition 54, and in each channel is arranged a row of directional vanes 55, respectively 56. The disc 17 of the wheel of the first compressor carries two concentric cubings 58 and 59 separated by an annular partition 57 disposed in the pro length of the annular partition 43 extending rearwardly.
The internal guide vanes 56 and the internal vane 59 of the impeller of the first compressor are arranged so that at all speeds the relative speed of the air in the channels of the vane 59 does not exceed the speed of the compressor. his.
The external blading 58 of the wheel of the first compressor is arranged like the blading 18 of the installation of FIG. 1 and this airspace and the guide vanes 55 are arranged so that in normal conditions the relative speed of the air in the channels of the blade 58 is greater than the speed of sound in the converging part of these channels, and that the air leaves the blading 58 with an absolute speed lower than the speed of sound.
In certain cases, the blading 59 and the guide vanes 56 could be arranged like the external airspace 55 and 58 so that the blading 59 functions as the blading 58. It can therefore be seen that in the installation of the airfoil. fig. 2, the first compressor supplies two separate compressed air streams.
The stream of external air compressed in the outer vane 58 of the first compressor wheel passes between guide vanes 44, 45 and 46, as in the first embodiment, and is finally discharged into the atmosphere through the airflow. annular nozzle 49 key the propulsion nozzle.
The internal air stream compressed through the internal vane 59 of the first compressor impeller enters a second seven-stage axial-flow compressor 50 in which the relative air velocities are infrasonic and the arrangement and timing. The operation of the rest of the part of the installation through which this air stream passes is identical to that of the corresponding part of the first embodiment shown in FIG. 1.
In the installations described, there are no guide vanes between the first compressor and the first stage of the second compressor 50. The absence of such guide vanes is due to the fact that the air leaves the first compressor with a significant tangential speed component in the direction of rotation of the rotor .de this compressor and that the first mobile space of the compressor 50 is constructed so as to be able to receive air animated by such a rotational movement.
In the variant to which FIG. 3, the external air current circulating in the channel 47 is discharged into the atmosphere sphere through several separate nozzles 60 of the propulsion nozzle which are grouped around the central nozzle 34 of this nozzle, this instead of: be discharged through an outer annular nozzle 49.
A wall 61 separating the central nozzle 34 from the nozzles 60 has a corrugated shape and allows -La. heat exchange between the hot gases flowing through the central nozzle 34 and the air flowing through the nozzles 60, this heat exchange tending to equalize the speeds of the jets. these nozzles.
The installations described have several advantages over jet propulsion installations. usual construction turbine. For example, for a given external diameter, the installations described allow a greater mass flow of air, so that their propulsion efficiency is improved. These installations also have a reduced specific fuel consumption.
It has been found that the described propulsion plants exhibit improved initial stalling or shutdown characteristics over those of plants using only axial-flow compressors of conventional construction.
Moreover, thanks to the use of a supersonic relative speed, it is possible to obtain in the first compressor of the installation of FIG. 1 or, in the blading 58 of the first compressor of the installation of FIG. 2 a compression ratio equivalent to that provided by two stages or more: of an axial flow compressor of usual construction.
Thus, the length and, consequently, the weight of the installation of fig. 1 in particular can be considerably reduced to polish a determined compression ratio. The construction of all the installations described is relatively simple with regard to their efficiency and, moreover, the first compressor is of robust construction, so that it is unlikely to be damaged by ice and by other foreign bodies.
Numerous modifications can be made to the embodiments described. For example, the air stream which does not pass through the turbine can, if desired, be mixed with the turbine exhaust gases and this mixture can be discharged into the atmosphere sphere through a propulsion nozzle. single nozzle.
Means can also be provided for burning additional fuel in the gases escaping from the turbine. In addition, the installation may include means for varying the effective straight section of the nozzle or nozzles of the reaction propulsion nozzle. In the embodiments described, the first compressor and the second compressor are both driven by the turbine at the same rotational speed.
In some cases, it may be desirable to drive the first compressor at a higher rotational speed than that of the second compressor. When this is the case, the first compressor can be driven through gears. Alternatively, the installation can comprise two separate turbines, one of which drags the first compressor and the other acts as the compressor.