FR2503254A1

FR2503254A1 - Triple spool gas turbine engine - has axis of shaft for high pressure spool perpendicular to coaxial shafts for low and intermediate pressure spools

Info

Publication number: FR2503254A1
Application number: FR8106953A
Authority: FR
Inventors: Raymond Smith
Original assignee: Teledyne Industries Inc
Current assignee: TDY Industries LLC
Priority date: 1981-04-07
Filing date: 1981-04-07
Publication date: 1982-10-08
Also published as: FR2503254B1

Abstract

The intermediate pressure compressor stage is within the fluid passageway immediately downstream from the low pressure compressor stage, while the intermediate pressure turbine stage is immediately upstream from the low pressure turbine stage. A high pressure spool assembly is further provided and comprises a third shaft rotatably mounted within the housing and having a high pressure compressor stage secured to one end of the shaft and a high pressure turbine stage secured to the other end of the third shaft. The high pressure compressor stage is within the fluid passageway immediately downstream from the intermediate pressure compressor stage while the high pressure turbine stage is immediately upstream from the intermediate pressure turbine stage. The high pressure stage further includes a fuel combustor and in addition, the axis of the third or high pressure shaft is offset from and pref. perpendicular to the axes of the first and second shafts.

Description

La présente invention se rapporte d'une façon générale à des moteurs à turbine à gaz, et elle a trait plus particulièrement à un moteur à turbine à gaz à triple rotor. The present invention relates generally to gas turbine engines, and more particularly relates to a triple rotor gas turbine engine.

On connaît un certain nombre de moteurs à turbine à gaz. Un grand nombre d'entre eux comprennent un carter comportant une entrée d'air, une sortie de gaz d'échappement et un passage fluidique pour relier l'entrée à la sortie. Un arbre principal est monté à rotation à l'intérieur du carter et il est prévu un compresseur d'air fixé sur l'arbre à une extrémité et une turbine de détente fixée à l'extrémité opposée de l'arbre. Un dispositif de combustion est placé à l'in- térieur du passage fluidique entre le compresseur et la turbine. A number of gas turbine engines are known. Many of them include a casing having an air inlet, an exhaust gas outlet, and a fluid passage for connecting the inlet to the outlet. A main shaft is rotatably mounted within the housing and there is provided an air compressor attached to the shaft at one end and an expansion turbine attached to the opposite end of the shaft. A combustion device is placed inside the fluid passage between the compressor and the turbine.

Dans un grand nombre de moteurs à turbine à gaz de types connus, le groupe compresseur comprend un compresseur axial dans lequel l'air d'admission est comprimé progressivement avant son introduction dans le dispositif de combustion. De mime, la turbine de détente comprend plusieurs roues ou étages qui augmentent progressivement de dimensions et danslesquels les gaz de combustion sortant du dispositif de combustion se détendent pour assurer à la fois l'entratnement en rotation du compresseur et la génération de la poussée nécessaire du moteur à turbine à gaz. In a large number of gas turbine engines of known types, the compressor unit comprises an axial compressor in which the intake air is compressed gradually before its introduction into the combustion device. Similarly, the expansion turbine comprises several wheels or stages which gradually increase in size and in which the combustion gases exiting the combustion device relax to ensure both the rotation of the compressor and the generation of the necessary thrust of the compressor. gas turbine engine.

Pour tirer le rendement maximal d'un moteur à turbine à gaz, et par conséquent pour obtenir une consommation minimale de combustible, il est nécessaire de réduire au minimum les pertes internes du moteur à turbine à gaz. Ces pertes internes résultent, par exemple, de fuites de gaz à partir des zones de haute pression du moteur à turbine à gaz et en particulier autour de l'arbre de turbine. De telles pertes internes sont particulièrement désavantageuses pour des moteurs à turbine à gaz relativement petits, c'est-à-dire des moteurs à turbine à gaz produisant généralement une poussée inférieure à 4500 kg, puisque le rendement du moteur à turbine à gaz augmente avec ses dimensions. In order to derive maximum efficiency from a gas turbine engine, and therefore to obtain a minimum fuel consumption, it is necessary to minimize the internal losses of the gas turbine engine. These internal losses result, for example, from gas leaks from the high pressure areas of the gas turbine engine and in particular around the turbine shaft. Such internal losses are particularly disadvantageous for relatively small gas turbine engines, i.e., gas turbine engines generally producing a thrust of less than 4500 kg, since the efficiency of the gas turbine engine increases with its dimensions.

Un autre inconvénient de ces moteurs à turbine à gaz de types connus consiste en ce que les étages de turbine basse pression sont utilisés pour entraîner les étages de compression intermédiaire. Another disadvantage of these known types of gas turbine engines is that the low pressure turbine stages are used to drive the intermediate compression stages.

Puisque les contraintes des ailettes de turbine sont proportionnelles au produit de la surface annulaire des ailettes de turbine par le carré de la vitesse, la turbine basse pression doit être conçue pour résister aux niveaux de contraintes résultant de l'entratnement des étages de compression intermédiaire. En outre, il est souvent nécessaire d'adopter des compromis en ce qui concerne les étages de turbine et/ou de compresseur afin de permettre aux différents étages de turbine et de compresseur de fonctionner en restant en-dessous des niveaux acceptables de contraintes, de tels compromis de conception ayant une influence perturbatrice sur le rendement du moteur à turbine à gaz.Since the turbine blade stresses are proportional to the product of the annular surface of the turbine blades by the square of the velocity, the low pressure turbine must be designed to withstand the stress levels resulting from entraining the intermediate compression stages. In addition, it is often necessary to make compromises with respect to turbine and / or compressor stages to allow the different turbine and compressor stages to operate while remaining below acceptable levels of stress, such design compromises have a disruptive influence on the efficiency of the gas turbine engine.

La présente invention a pour but de remédie aux inconvénients précités des moteurs à turbine à gaz de types connus à l'aide d'un moteur à turbine à gaz à triple rotor et de haut rendement, l'invention étant applicable d'une manière particulièrement avantageuse à des petits moteurs à turbine à gaz, c'est-à-dire des moteurs à turbine à gaz produisant gdnéralement une poussée inférieure à 4500 kg. The object of the present invention is to remedy the aforementioned drawbacks of gas turbine engines of known types by means of a high-efficiency triple-rotor gas turbine engine, the invention being particularly applicable to advantageous to small gas turbine engines, that is to say gas turbine engines generally producing a thrust of less than 4500 kg.

Le moteur à turbine à gaz selon l'invention comprend un carter support qui est pourvu d'une entrée d'air et d'une sortie de gaz d'échappement. Un passage fluidique assure la lisison de l'entrée d'air avec la sortie de gaz d'échappement. The gas turbine engine according to the invention comprises a support housing which is provided with an air inlet and an exhaust gas outlet. A fluid passage ensures the lisison of the air inlet with the exhaust gas outlet.

Le moteur à turbine à gaz comprend en outre un ensemble à rotor basse pression comportant un premier arbre monté à rotation dans le carter porteur. Au moins un étage de compresseur basse pression est fixé à une extrémité du premier arbre de façon que cet étage compresseur soit positionné à l'intérieur du passage fluidique, immédiatement en aval de l'entrée d'air. En outre, au moins un étage de turbine basse pression est fix4 sur l'autre extrémité du premier arbre et est positionné dans le passage fluidique immédiatement en amont de la sortie de gaz d'échappement. The gas turbine engine further comprises a low pressure rotor assembly having a first shaft rotatably mounted in the carrier housing. At least one low-pressure compressor stage is attached to one end of the first shaft so that the compressor stage is positioned within the fluid passage immediately downstream of the air inlet. In addition, at least one low pressure turbine stage is fixed on the other end of the first shaft and is positioned in the fluid passage immediately upstream of the exhaust gas outlet.

Le moteur à turbine à gaz comprend en outre un ensemble à rotor à pression intermédiaire comportant un second arbre monté à rotation à l'intérieur du carter coaxialement au premier arbre. Au moins un étage de compresseur à pression intermédiaire est fixé sur une extrémité du premier arbre et est positionné dans le passage fluidique immédiatement en aval de l'étage de compressez basse pression. Au moins un étage de turbine à pression intermédiaire est fixé de la mEme façon sur l'autre extrémité du second arbre et est disposé dans le passage fluidique immédiatement en amont de l'étage de turbine basse pression. Dans le mode préféré de réalisation de l'invention, le second arbre est tubulaire et le premier arbre est disposé coaxialement dans le second arbre. The gas turbine engine further comprises an intermediate pressure rotor assembly having a second shaft rotatably mounted within the housing coaxially with the first shaft. At least one intermediate pressure compressor stage is attached to one end of the first shaft and is positioned in the fluid passage immediately downstream of the low pressure compress stage. At least one intermediate pressure turbine stage is fixed in the same way on the other end of the second shaft and is disposed in the fluid passage immediately upstream of the low pressure turbine stage. In the preferred embodiment of the invention, the second shaft is tubular and the first shaft is disposed coaxially in the second shaft.

Le moteur à turbine à gaz comprend en outre un ensemble à rotor haute pression comportant un troisième arbre monté à rotation dans le carter porteur principal. Au moins un étage de compresseur haute pression est fixé sur une extrémité du troisième arbre et est placé dans le passage fluidique immédiatement en aval de l'étage de compresseur à pression intermédiaire. The gas turbine engine further comprises a high pressure rotor assembly having a third shaft rotatably mounted in the main carrier housing. At least one high pressure compressor stage is attached to one end of the third shaft and is located in the fluid passage immediately downstream of the intermediate pressure compressor stage.

De même, un étage de turbine haute pression est fixé sur l'autre extrémité du troisième arbre et est placé dans le passage fluidique immédiatement en amont de l'^t < ze de turbine m pression intermédiaire. Un dispositif de combustion est logé dans l'ensemble à rotor haute pression entre ses étages de turbine et de compresseur pour assurer la combustion du combustible.Similarly, a high pressure turbine stage is attached to the other end of the third shaft and is placed in the fluid passage immediately upstream of the intermediate pressure turbine. A combustion device is housed in the high pressure rotor assembly between its turbine and compressor stages for fuel combustion.

Cependant, à la différence du premier et du second arbre, le troisième arbre de l'ensemble à rotor haute pression est décalé par rapport auxdits premier et second arbres, en étant de préférence orienté perpendiculairement à ces arbres. Une volute tubulairecld'admis- sion canalise l'air comprimé depuis le compresseur de rotor intermédiaire Jusqu'à l'ensemble à rotor haute pression, tandis que, d'une manière semblable, une volute tubulaire d'échappement canalise les gaz d'échappement depuis la turbine haute pression Jusqu'à la turbine à pression intermédiaire.En outre, le décalage de l'axe du troisième arbre évite la réalisation d'un trou de traversée pour l'arbre dans la zone de haute pression du moteur à turbine à gaz et réduit de la même manière les traJets de fuite existant dans les réalisations connues autour de l'arbre de turbine dans les zones de haute pression du moteur à turbine à gaz. However, unlike the first and second shafts, the third shaft of the high pressure rotor assembly is offset from said first and second shafts, preferably being oriented perpendicular to said shafts. An inlet manifold duct channels the compressed air from the intermediate rotor compressor to the high pressure rotor assembly, while a tubular exhaust manifold similarly channels the exhaust gases. from the high pressure turbine to the intermediate pressure turbine.In addition, the shift of the axis of the third shaft avoids the realization of a through-hole for the shaft in the high pressure area of the turbine engine. and similarly reduces the leakage trajectories existing in the known embodiments around the turbine shaft in the high pressure areas of the gas turbine engine.

Le montage avec décalage axial de l'ensem- ble à rotor haute pression est également avantageux du fait qu'il donne plus de souplesse pour positionner l'ensemble à rotor haute pression par rapport aux ensembles à rotors basse pression et pression intermédiaire. The axially offset mounting of the high pressure rotor assembly is also advantageous in that it provides more flexibility in positioning the high pressure rotor assembly relative to the low pressure and intermediate pressure rotor assemblies.

Cette souplesse de positionnement de l'ensemble à rotor haute pression permet également de réduire la longueur hors-tout du moteur à turbine à gaz.This positioning flexibility of the high pressure rotor assembly also reduces the overall length of the gas turbine engine.

Le moteur à turbine à gaz selon l'invention est en outre avantageux du fait qu'il permet d'adapter respectivement chaque compresseur et son étage de turbin puisque chaque étage de turbine entrain seulement son étage de compresseur associé. Cette structure permet en outre d'adapter la surface annulaire maximale des ailettes de turbine à la vitesse la plus basse et par conséquent de réduire au minimum le niveau de contraintes dans chaque étage de turbine. The gas turbine engine according to the invention is further advantageous because it makes it possible to adapt each compressor and its turbine stage respectively since each turbine stage only drives its associated compressor stage. This structure also makes it possible to adapt the maximum annular surface of the turbine blades to the lowest speed and consequently to minimize the level of stresses in each turbine stage.

D'autres avantages et caractéristiques de l'invention seront mis en évidence, dans la suite de la description, donnée à titre d'exemple non limitatif, en référence aux dessins annexés dans lesquels
* La Figure 1 est une vue en coupe longitudinale montrant le moteur à turbine à gaz conforme à la présente invention
La Figure 2 est une vue en coupe faiX sur la ligne 2-2 de la Figure 1 ;
La Figure 3 est une vue en coupe faite sur la ligne 3-3 de la Figure 1 ; et
La Figure 4 est une vue en coupe faite sur la ligne 4-4 de la Figure 1. Other advantages and characteristics of the invention will be demonstrated, in the remainder of the description, given by way of nonlimiting example, with reference to the appended drawings in which
* Figure 1 is a longitudinal sectional view showing the gas turbine engine according to the present invention
Figure 2 is a sectional view faiX on line 2-2 of Figure 1;
Figure 3 is a sectional view taken on line 3-3 of Figure 1; and
Figure 4 is a sectional view taken on line 4-4 of Figure 1.

En référence à la Figure 1, le moteur à turbine à gaz 10 conforme à l'invention comprend un carter support 12 pourvu d'une entrée d'air 14 et d'une sortie de gaz d'échappement 16. Un passage fluidique 18, qui sera décrit de façon plus détaillée dans la suite, assure la lialson de entrée d'air 14 avec la sortie de gaz d'échappement 16. Un ensemble à rotor basse pression 20 est logé dans le carter et comprend un arbre tubulaire allongé 22 qui s'étend longitudinalement au travers du carter 12. L'arbre 22 est monté à rotation dans ce carter 12 par l'intermédiaire de paliers avant 24 et de paliers arrière 28.Au moins un étage de compresseur basse pression 30, c'est-à-dire un ventilateur de compresseur, est fixé sur l'extrémité avant 32 de l'arbre 22 de façon que l'étage de compresseur basse pression 30 soit positionné dans le passage fluidique 18 immédiatement en aval de l'entrée d'air 1a. En outre, au moins un, et de préférence deux étages de turbine basse pression 34, sont fixés dans des positions adJacentes à l'extrémité opposée ou arrière 35 de l'arbre 22, immédiatement en amont de la sortie de gaz d'échappement 16. Referring to Figure 1, the gas turbine engine 10 according to the invention comprises a support housing 12 provided with an air inlet 14 and an exhaust gas outlet 16. A fluid passage 18, which will be described in more detail below, provides the air inlet connection 14 with the exhaust gas outlet 16. A low-pressure rotor assembly 20 is housed in the housing and comprises an elongated tubular shaft 22 which extends longitudinally through the housing 12. The shaft 22 is rotatably mounted in this housing 12 through front bearings 24 and rear bearings 28.At least one low-pressure compressor stage 30, that is, ie a compressor fan, is fixed on the front end 32 of the shaft 22 so that the low pressure compressor stage 30 is positioned in the fluid passage 18 immediately downstream of the air inlet 1a . In addition, at least one, and preferably two low pressure turbine stages 34, are fixed in positions adJacentes at the opposite end or rear 35 of the shaft 22, immediately upstream of the exhaust gas outlet 16 .

Comme cela est également mis en évidence sur la Figure 1, le moteur à turbine a gaz 10 comprend en outre un ensemble s rotor à pression intermédiaire 36 qui est logé dans le carter 12. Cet ensemble à rotor à pression intermédiaire 36 comprend également un arbre tubulaire 38 qui est monté à rotation dans le carter 12 par l'intermédiaire des paliers 40 et 42 de façon que l'arbre 38 soit disposé coaxialement autour du premier arbre 22. As also shown in Figure 1, the gas turbine engine 10 further comprises an intermediate pressure rotor assembly 36 which is housed in the housing 12. This intermediate pressure rotor assembly 36 also includes a shaft tubular 38 which is rotatably mounted in the housing 12 through the bearings 40 and 42 so that the shaft 38 is arranged coaxially around the first shaft 22.

Un ou plusieurs étages de compresseur à pression intermédiaire 44 sont fixés sur l'arbre 38 dans une zone adjacente à son extrémité avant, immédiatement en aval de l'étage de compresseur basse pression 30. De même, au moins un étage de turbine à pression intermédiaire 46 est fixé à l'extrémité opposée de l'arbre 38, immédiatement en amont des étages de turbine basse pression 34. One or more intermediate pressure compressor stages 44 are attached to the shaft 38 in an area adjacent its forward end, immediately downstream of the low pressure compressor stage 30. Likewise, at least one pressure turbine stage intermediate 46 is attached to the opposite end of the shaft 38, immediately upstream of the low pressure turbine stages 34.

En considérant maintenant plus particulièrement la Figure 2, on voit que le moteur à turbine à gaz 10 comprend un ensemble à rotor haute pression 50 logé dans une partie de carter 52, qui est elle-même placée à l'intérieur du carter principal 12. L'ensemble à rotor haute pression 50 comporte un troisième arbre 54 monté à rotation dans la partie de carter 52 par l'intermédiaire de paliers 56. Un étage de compresseur haute pression 58 est fixé sur l'arbre 54 dans une zone adJacente à son e * mité d'entrée 78 tandis que, de la même façon, un étage de turbine haute pression 60 est fixé sur l'arbre 54 dans une zone adjacente à son extrémité de sortie 82. Referring now more particularly to Figure 2, it can be seen that the gas turbine engine 10 comprises a high pressure rotor assembly 50 housed in a housing portion 52, which is itself located within the main housing 12. The high-pressure rotor assembly 50 has a third shaft 54 rotatably mounted in the housing portion 52 through bearings 56. A high-pressure compressor stage 58 is secured to the shaft 54 in an area adjacent to its location. and in the same way, a high pressure turbine stage 60 is attached to the shaft 54 in an area adjacent to its outlet end 82.

L'ensemble à rotor haute pression 50 comprend en outre un dispositif de combustion 62 qui reçoit l'air provenant de l'étage de compresseur haute pression 58 et dans lequel du combustible est injecté et brûlé avant sa détente dans l'étage de turbine haute pression 60. De préférence du combustible est introduit dans le dispositif de combustion 62 par l'intermédiaire d'un injecteur 64 qui est solidaire de l'arbre 54. Du combustible est fourni à l'inJecteur 64 par une pompe (non représentée) par l'intermédiaire d'un orifice 66 ménagé dans l'arbre 54. En outre, chaque extrémité axiale de X partie de carter 52 est de préférence fermée et l'arbre 54 est logé intégralement dans la partie de carter 52. The high pressure rotor assembly 50 further comprises a combustion device 62 which receives air from the high pressure compressor stage 58 and into which fuel is injected and burned prior to expansion in the high turbine stage. pressure 60. Preferably fuel is introduced into the combustion device 62 via an injector 64 which is integral with the shaft 54. Fuel is supplied to the injector 64 by a pump (not shown) by through an orifice 66 formed in the shaft 54. In addition, each axial end of X housing portion 52 is preferably closed and the shaft 54 is housed integrally in the housing portion 52.

Le troisième arbre, ou arbre haute pression 54, est décalé par rapport au premier et au second arbre 22,38, en étant de préférence orienté perpendiculairement auxdits arbres 22,38. Comme le montre la Figure 1, l'ensemble à rotor haute pression 50 est de préférence positionné en-dessous de l'ensemble à rotor à pression intermédiaire 36. The third shaft, or high pressure shaft 54, is offset from the first and second shafts 22,38, preferably being oriented perpendicular to said shafts 22,38. As shown in FIG. 1, the high pressure rotor assembly 50 is preferably positioned below the intermediate pressure rotor assembly 36.

En considérant maintenant la Figure 1, on voit que le passage fluidique ménagé dans le carter porteur 12 est divisé par une structure statique 70 (Figure 1), placée immédiatement en aval de l'étage de compresseur basse pression 30, en un canal extérieur d'écoulement 72 et un canal intérieur d'écoulement 74. Referring now to FIG. 1, it can be seen that the fluid passage formed in the carrier housing 12 is divided by a static structure 70 (FIG. 1), placed immediately downstream of the low-pressure compressor stage 30, into an external duct. flow 72 and an internal flow channel 74.

Les étages de compresseur à pression intermédiaire 44 sont tous disposés à l'intérieur du canal intérieur d'écoulement 74.The intermediate pressure compressor stages 44 are all disposed within the interior flow channel 74.

En considérant maintenant plus particuliè- rement les Figures 1 à 3, on voit que l'air comprime sortant de l'étage final des étages de compresseur à pression intermédiaire 44 est relié, par une volute tubulaire d'entrée 76 à l'entrée 78 de l'étage de compresseur haute pression 58. La volute tubulaire 76 a une section droite circulaire, ce qui réduit ainsi le frottement superficiel entre la volute tubulaire 76 et l'écoulement d'air comprimé passant dans celle-ci. En outre, la section droite de la volute tubulaire 76 varie graduellement depuis la sortie de l'étage de compresseur intermédiaire jusqu'à l'entrée 78 de l'étage de compresseur haute pression, en assurant ainsi un contrdle précis de l'écoulement d'air comprimé.Comme le montrent les
Figures 2 et 3, la volute tubulaire 76 est enroulée circonférentiellement autour de l'étage de compresseur haute pression 58, comme indiqué en 77, de façon que l'air injecté dans l'ensemble à rotor haute pression 50 comporte une composante de vitesse circonférentielle qui soit orientée dans la mdme direction que le sens de rotation du troisième arbre, comme indiqué par la flèche 80.Turning now more particularly to FIGS. 1 to 3, it can be seen that the compressed air exiting the final stage of the intermediate pressure compressor stages 44 is connected by a tubular inlet volute 76 to the inlet 78 of the high pressure compressor stage 58. The tubular volute 76 has a circular cross section, thereby reducing the surface friction between the tubular volute 76 and the flow of compressed air therethrough. In addition, the cross-section of the tubular volute 76 varies gradually from the outlet of the intermediate compressor stage to the inlet 78 of the high-pressure compressor stage, thus ensuring accurate control of the flow of the compressor. compressed air. As shown by the
2 and 3, the tubular volute 76 is wound circumferentially around the high-pressure compressor stage 58, as indicated at 77, so that the air injected into the high-pressure rotor assembly 50 comprises a circumferential speed component. which is oriented in the same direction as the direction of rotation of the third shaft, as indicated by the arrow 80.

Du combustible provenant de l'injecteur 64 est brtlé dans le dispositif de combustion 62 d'une manière classique.Fuel from the injector 64 is burnt into the combustor 62 in a conventional manner.

En considérant maintenant- plus particulièrement les Figures 1, 2 et 4, on voit que la sortie 82 de l'ensemble à rotor haute pression 50 est reliée d'une façon semblable, par une volute tubulaire de sortie 84 au premier des étages de turbine à pression intermédiaire 46. De façon similaire à la volute tubulaire d'entrée 76, la volute tubulaire de sortie 84 s'étend au moins partiellement sur la périphérie de l'étage à turbine à pression intermédiaire 46, de sorte que l'air s'échappant de la volute tubulaire de sortie 84 comporte une composante de vitesse circonférentielle qui est orientée dans la mtme direction que le sens de rotation de l'arbre intermédiaire 38 en vue d'augmenter au maxi mum le rendement du moteur à turbine à gaz.La volute tubulaire de sortie 84 a également une section droite circulaire pour réduire au minimum le frottement entre la volute 84 et les gaz s'écoulant dans celle-ci. Referring now more particularly to Figures 1, 2 and 4, it can be seen that the outlet 82 of the high pressure rotor assembly 50 is connected in a similar manner by a tubular outlet scroll 84 at the first turbine stage. At an intermediate pressure 46. In a manner similar to the tubular inlet scroll 76, the tubular outlet scroll 84 extends at least partially around the periphery of the intermediate pressure turbine stage 46, such that the air Exhaust from the tubular outlet scroll 84 has a circumferential speed component which is oriented in the same direction as the direction of rotation of the intermediate shaft 38 in order to maximize the efficiency of the gas turbine engine. The tubular outlet scroll 84 also has a circular cross section to minimize friction between the volute 84 and the gases flowing therein.

Après avoir passé dans la seconde volute 84, les gaz d'échappement provenant de l'ensemble à rotor haute pression 50 traversent les étages de turbine à pression intermédiaire et à basse pression 46,34, et sont finalement déchargés par l'intermédiaire de la sortie 16 hors du carter 12. Le passage des gaz de combustion dans l'étage de turbine haute pression 60, dans l'étage de turbine à pression intermédiaire 46 et dans l'étage de turbine basse pression 34, fait évidemment tourner respectivement les arbres des différentes turbines. En outre, il est à noter que l'étage de turbine haute pression 60 entraine en rotation seulement l'é- tage haute pression 58, la mdme considération s'appliquant également aux étages de turbine à pression intermédiaire et à basse pression. After passing through the second volute 84, the exhaust gases from the high pressure rotor assembly 50 pass through the low pressure and intermediate pressure turbine stages 46, 34, and are finally discharged via the Outlet 16 from the casing 12. The passage of the combustion gases in the high-pressure turbine stage 60, in the intermediate-pressure turbine stage 46 and in the low-pressure turbine stage 34, obviously turns the shafts respectively. different turbines. Furthermore, it should be noted that the high pressure turbine stage 60 rotates only the high pressure stage 58, the same consideration also applying to the intermediate pressure and low pressure turbine stages.

En considérant maintenant principalement la
Figure 1, on voit que le canal extérieur d'écoulement 72 part de l'étage de compresseur basse pression 30 au travers du carter 12 et se termine par une sortie annulaire 90 qui est placée concentriquement autour de la sortie de gaz d'échappement 16. L'air comprimé passant dans le canal extérieur 72 augmente la poussé totale du moteur à turbine à gaz 10 du fait que les gaz comprimés sont déchargés par l'intermédiaire du passage annulaire 90. En outre, la partie de carter 52 correspondant à l'ensemble à rotor haute pression 50 est disposée dans une zone du canal extérieur d'écoulement 72 de façon que la chaleur perdue à partir de l'ensemble à rotor haute pression 50 soit récupérée et transmise à l'écoulement d'air passant dans le canal extérieur 72, en vue d'augmenter ainsi la poussée globale du moteur à turbine à gaz 10.Now considering mainly the
FIG. 1 shows that the outer flow channel 72 starts from the low pressure compressor stage 30 through the casing 12 and ends with an annular outlet 90 which is placed concentrically around the exhaust outlet 16 The compressed air passing through the outer channel 72 increases the total thrust of the gas turbine engine 10 because the compressed gases are discharged through the annular passage 90. In addition, the housing portion 52 corresponding to the the high-pressure rotor assembly 50 is disposed in a region of the outflow channel 72 such that heat lost from the high-pressure rotor assembly 50 is recovered and transmitted to the flow of air passing through the outer channel 72, thereby increasing the overall thrust of the gas turbine engine 10.

La position ou l'orientation effective de l'ensemble à rotor haute pression 50 n'a pas d'influence critique sur la mise en pratique de la présente invention, bien que la disposition décalée et perpendiculaire qui est représentée sur le dessin soit préférée. Par exemple, le troisième ensemble de rotor 50, pourrait être disposé parallèlement, mais excentré par rapport à l'axe de rotation du premier arbre 22 et du second arbre 38. En variante, l'axe de rotation de l'arbre de turbine haute pression 54 pourrait autre disposé de manière à couper en oblique, ou même perpendiculairement, l'axe de rotation des arbres de turbines à pression intermédiaire et à basse pression. Cependant, dans ce cas, on remplacerait la volute tubulaire d'échappement 84 par un tube axial de décharge allant de la turbine haute pression 60 à la turbine à pression intermédiaire 46. The actual position or orientation of the high pressure rotor assembly 50 is not critical to the practice of the present invention, although the offset and perpendicular arrangement shown in the drawing is preferred. For example, the third rotor assembly 50 could be arranged parallel to, but eccentric to, the axis of rotation of the first shaft 22 and the second shaft 38. Alternatively, the axis of rotation of the high turbine shaft pressure 54 could be arranged so as to cut obliquely, or even perpendicularly, the axis of rotation of the turbine shafts of intermediate pressure and low pressure. However, in this case, the exhaust tubular volute 84 would be replaced by an axial discharge tube from the high pressure turbine 60 to the intermediate pressure turbine 46.

La description faite ci-dessus montre que le moteur à turbine à gaz 10 conforme à la présente invention constitue un moteur à turbine d'un type nouveau et extremement efficace ; en outre, l'invention convient particulièrement pour titre appliquée à un moteur à turbine à gaz relativement petit, c'est-à-dire un moteur à turbine à gaz produisant une poussée généralement infé- rieure à 4500 kg. Par ailleurs, la structure à trois rotors dont le troisième, c'est-à-dire le rotor haute pression, est décalé par rapport aux rotors à basse pression et à pression intermédiaire, donne plus de souplesse pour la conception du moteur à turbine à gaz 10 et elle permet en particulier de réduire la longueur hors-tout du moteur. The description above shows that the gas turbine engine 10 according to the present invention constitutes a turbine engine of a new type and extremely effective; in addition, the invention is particularly suitable for use in a relatively small gas turbine engine, ie a gas turbine engine producing thrust generally less than 4500 kg. In addition, the three-rotor structure, the third of which, ie the high-pressure rotor, is offset relative to the low-pressure and intermediate-pressure rotors, gives more flexibility for the design of the turbine engine. gas 10 and it allows in particular to reduce the overall length of the engine.

Un autre avantage du moteur à turbine à gaz 10 selon l'invention consiste en ce que le troisième arbre, c'est-à-dire l'arbre de la turbine haute pression, est complètement logé à l'intérieur de sa partie de carter 52, ce qui évite l'obligation de prévoir des trous de traversée de l'arbre de turbine au travers de la partie de carter 52. Par fermeture de chaque extrémité axiale de la partie de carter 52, on réduit fortement les fuites d'air comprimé ou de gaz de combustion autour de l'arbre de turbine haute pression. Cette réduction des fuites se traduit également par une augmentation du rendement global du moteur à turbine à gaz et par une diminution de la consommation de combustible. Another advantage of the gas turbine engine 10 according to the invention consists in that the third shaft, that is to say the shaft of the high pressure turbine, is completely housed inside its crankcase portion. 52, which avoids the requirement to provide through holes of the turbine shaft through the housing portion 52. By closing each axial end of the housing portion 52, air leakage is greatly reduced compressed or flue gas around the high pressure turbine shaft. This reduction in leakage also results in an increase in the overall efficiency of the gas turbine engine and a reduction in fuel consumption.

Un autre avantage du moteur à turbine à gaz 10 selon l'invention consiste en ce qu'on utilise deux volutes tubulaires 76 et 84 pour relier fludiquement le rotor haute pression 50 au rotor à pression intermédiaire 36. Les volutes tubulaires 76 et 84 permettent en particulier d'utiliser avantageusement la composante de vitesse circonférentielle de l'air comprimé sortant de l'étage de compresseur à pression intermédiaire 44 ou bien, en variante, des gaz de combustion sortant de l'étage de turbine haute pression 60, en réduisant ainsi au minimum les turbulences indésirables dans le courant de gaz sortant du moteur. Another advantage of the gas turbine engine 10 according to the invention consists in using two tubular volutes 76 and 84 to connect the high pressure rotor 50 to the intermediate pressure rotor 36 loosely. The tubular volutes 76 and 84 make it possible to particularly advantageous to use the circumferential velocity component of the compressed air exiting the intermediate pressure compressor stage 44 or, alternatively, the combustion gases leaving the high pressure turbine stage 60, thereby reducing at least undesirable turbulence in the gas stream leaving the engine.

Un autre avantage important du moteur à turbine à gaz 10 selon l'invention consiste en ce que chaque étage de turbine est adapté à son étage de compresseur associé et entratne seulement cet étage. Par exemple, l'étage de turbine haute pression 60 assure seulement l'entratnement en rotation de l'étage de compresseur haute pression 58. De même, l'étage de turbine à pression intermédiaire 46 assure seulement l'entrat- nement en rotation de son compresseur 44, tandis que l'étage de turbine basse pression 34 assure seulement l'entraînement de ce compresseur 30. Cette association entre les étages de turbine et de compresseur permet d'utiliser la plus grande surface annulaire d'ailettes de turbine pour la vitesse minimale, et par conséquent de réduire au minimum les niveaux de contraintes sans faire intervenir des compromis entre les critères de conception des différents étages de turbine et de compresseur. Another important advantage of the gas turbine engine 10 according to the invention is that each turbine stage is adapted to its associated compressor stage and entrâne only this stage. For example, the high-pressure turbine stage 60 only rotates the high-pressure compressor stage 58. Similarly, the intermediate-pressure turbine stage 46 provides only the rotational driving of the high-pressure compressor stage 58. its compressor 44, while the low-pressure turbine stage 34 only drives this compressor 30. This association between the turbine and compressor stages makes it possible to use the largest annular surface of turbine blades for the compressor. minimum speed, and therefore to minimize the stress levels without involving compromises between the design criteria of different turbine and compressor stages.

Bien entendu, la présente invention n'est nullement limitée aux modes de réalisation décrits et représentés ; elle est susceptible de nombreuses variantes accessibles à l'homme de l'art, suivent les applications envisagées et sans que l'on ne s'écarte de l'esprit de l'invention. Of course, the present invention is not limited to the embodiments described and shown; it is capable of numerous variants accessible to those skilled in the art, follow the intended applications and without departing from the spirit of the invention.

Claims

1 - engine equipped with a gas turbine, characterized in that it comprises:

a housing (12) having an air inlet (14) and an exhaust gas outlet (16),

a fluidic passage (18) formed in the casing between said inlet and said outlet,

a low pressure rotor assembly (20) comprising a first shaft (22) rotatably mounted in the housing, at least one, a low pressure compressor stage (30) disposed in said fluid passage and secured at a position adjacent an end first shaft (22) and at least one low pressure turbine stage (34) disposed in said fluid passage (18) and attached adjacent the other end of the shaft (22),

an intermediate pressure rotor assembly (36) comprising a second shaft (38) rotatably mounted in said housing, at least one intermediate pressure compressor stage (44) disposed in the fluid passage immediately downstream of said low compressor stage; pressure (30) and attached at a position adjacent an end of the second shaft (38), at least one intermediate pressure turbine stage (46) disposed in said fluid passage upstream of said low pressure turbine stage (34) and fixed on the second shaft (38) in a position adjacent to its other end,

a high pressure rotor assembly (50) comprising a third shaft (54) rotatably mounted in the housing, at least one high pressure compressor stage (58) disposed in said fluid passage (18) downstream of said compressor stage; intermediate pressure (44) and fixed at a position adjacent an end of the third shaft (54), at least one high pressure turbine stage (60) disposed in said fluid passage upstream of said intermediate pressure turbine stage (46) and fixed on the third shaft (54) in a position adjacent to its other end,

a combustion device (62) for burning a fuel between said compressor and high pressure turbine stages (58, 60),

- in that said first (22) and second (38) shafts are arranged coaxially with each other, and in that said third shaft (54) is spaced from, and non-coaxial with said first and second trees (22, 38).

2 - Engine equipped with a gas turbine according to claim 1, characterized in that the axis of the third shaft (54) is oriented perpendicularly to the axis of the first shaft (22).

3 - Engine equipped with a gas turbine according to claim 1, characterized in that said fluid passage (18) further comprises an internal flow channel (74) and an external flow channel (72), said sets with intermediate pressure rotor (36) and high pressure rotor (50) being disposed in said inner channel (74) and said outer channel (72) extending directly from the low pressure compressor (30) to said outlet (16).

4 - Engine equipped with a gas turbine according to claim 1, characterized in that the second shaft (38) is tubular, and in that the first shaft (22) extends coaxially entirely through the second shaft (38). ).

5 - Engine equipped with a gas turbine according to claim 2, characterized in that said housing (12) comprises a portion (52) in which is housed said high pressure rotor assembly (50), said third shaft (54) being completely contained in said housing portion (52), which is closed at each axial end of the third shaft (54).

6 - Engine equipped with a gas turbine according to claim 5, characterized in that a curved tubular scroll (76) fluidly connects said intermediate pressure compressor stage (44) with said high pressure compressor stage (58).

7 - Engine equipped with a gas turbine according to claim 6, characterized in that a second curved tubular volute (84) fluidly connects said high pressure turbine stage (60) with said intermediate pressure turbine stage (46) .

8 - Engine equipped with a gas turbine according to claim 3, characterized in that it further comprises a housing portion in which said high pressure rotor assembly (50) is housed, said housing portion being positioned at least partially in said outer flow channel (72).

9 - Engine equipped with a gas turbine according to claim 6, characterized in that said tubular volute (76) has a cross section of substantially circular shape.

10 - Engine equipped with a gas turbine engine according to claim 9, characterized in that the cross section of the tubular volute (76) varies gradually from said intermediate pressure compressor stage (44) to said high pressure compressor stage ( 58).