FR2576359A1 - Moteur a turbine a gaz a turbopropulseur pour avion - Google Patents
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Abstract
LA PRESENTE INVENTION CONCERNE LES MOTEURS A TURBINE A GAZ A TURBOPROPULSEUR POUR AVION, DU TYPE POUSSEUR, C'EST-A-DIRE LES MOTEURS DONT LES HELICES SONT PORTEES PAR L'EXTREMITE D'AVAL. LA PRESENTE INVENTION A POUR OBJET UN MOTEUR A TURBINE A GAZ A TURBOPROPULSEUR POUR AVION, DU TYPE POUSSEUR, QUI DIMINUE LA PRODUCTION DE REMOUS ET DE TURBULENCES SE PRODUISANT DANS LE FLUX D'AIR PASSANT AU-DESSUS DU CARTER DU MOTEUR EN DIRECTION DE L'HELICE OU DES HELICES. UN CARENAGE DE MOTEUR 10 COMPORTE LES COMPRESSEURS 20, 22, LA CHAMBRE DE COMBUSTION 24 ET LES TURBINES 26, 28. UNE HELICE 50 EST DISPOSEE EN AVAL DU MOTEUR ET EST ENTRAINEE PAR UNE TURBINE 28 PAR L'INTERMEDIAIRE D'UN REDUCTEUR A ENGRENAGES 36. LE REDUCTEUR A ENGRENAGES 36 EST DISPOSE AXIALEMENT ENTRE LA TURBINE 28 ET L'HELICE 50 ET LEUR EST COAXIAL. UN CARTER DE ROUE 34 ACCESSOIRE EST DISPOSE DANS UNE OGIVE 14 EN AVAL DU COMPRESSEUR 20 ET EST ENTRAINE PAR LA TURBINE 28. LE REDUCTEUR A ENGRENAGES ET LE CARTER DE ROUE ACCESSOIRE SONT DISPOSES DE FACON A DETERMINER UN CARENAGE 12 DE MOTEUR AXISYMETRIQUE ET AERODYNAMIQUE EN AMONT DE L'HELICE 50 AFIN DE DIMINUER LA PRODUCTION DES REMOUS ET DES TURBULENCES.
Description
La présente invention a pour objet des moteurs à turbines à gaz pour avion
du type à
turbopropulseur, appelés communément turbopropulseurs.
Ces moteurs comportent usuellement un carter de moteur, un ou plusieurs compresseurs, un système de combustion, des turbines entraînant un compresseur et une (ou plusieurs) hélice(s) entraînée(s) par une turbine par l'intermédiaire d'un réducteur à engrenages.L'hélice ou les hélices peuvent être entraînées par une turbine basse pression ou une turbine à puissance libre disposée en aval de la turbine basse pression. Ces moteurs comportent également un carter de roue accessoire qui est entraîné par une turbine de façon à
entraîner des pompes à carburant, à lubrifiant, ainsi que d'autres accessoires du moteur.
1 o Les turbopropulseurs sur lesquels l'hélice (ou les hélices) est (sont) disposée(s) à l'extrémité d'aval du moteur à turbine à gaz sont généralement appelés turbopropulseurs pousseurs. Il peut se poser un problème avec les turbopropulseur pousseurs dû au fait que les flux d'air passant sur le carénage du moteur en amont de l'hélice ou des hélices provoquent des remous et des turbulences causés par la forme du carénage du moteur, ce qui réduit
1 5 l'efficacité de l'hélice ou des hélices.
La présente invention a pour objet un moteur à turbine à gaz à turbopropulseur du type pousseur qui réduise la production de remous et de turbulences dans le flux d'air passant
sur le carénage du moteur en amont de l'hélice ou des hélices.
Selon la présente invention un moteur à turbine à gaz à turbopropulseur du type pousseur comporte, disposés à la suite les uns des autres dans le flux, des moyens de compression, des moyens de combustion, un sustème de turbines d'entraînement du compresseur, un système de turbines d'entraînement de l'hélice, au moins une hélice étant entraînée par le sustème de turbines d'entraînement de l'hélice par l'intermédiaire d'un réducteur à engrenages, le moteur étant protégé en amont de l'hélice par un carénage de moteur, une ogive étant disposée en amont des moyens de compression déterminant une entrée annulaire en combinaison avec l'extrémité d'amont du carénage de moteur, le réducteur à engrenages étant disposé en aval du système de turbines entraînant l'hélice et en amont de l'hélice, les moyens de compression, le système de turbines entraînant le compresseur, le système de turbines entraînant l'hélice, le réducteur à engrenages et la ou les hélices étant 3 0 coaxiales, un carter de roue accessoire étant disposé en amont des moyens de compression et étant entraîné par un système de turbines, le réducteur à engrenages et le carter de roue accessoire étant disposés de façon à délimiter un carter de moteur axisymétrique et aérodynamique en amont de la ou les hélices afin de diminuer la production de remous et de
turbulences dans le flux d'air passant sur le carter du moteur an amont de la ou les hélices.
3 5 Les moyens de compression peuvent comporter un compresseur basse pression et un compresseur haute pression et le système de turbines entraînant le compresseur comporte une turbine basse pression entraînant le compresseur basse pression et une turbine haute
pression entraînant le compresseur haute pression.
Le système de turbines peut être constitué par la turbine basse pression ou une turbine de puissance disposée en aval et étant entraînée par les gaz d'échappement sortant de la turbine basse pression. Le carter de roue accessoire peut être entraîné par la turbine basse pression, la
turbine haute pression, ou une turbine de puissance.
Le carénage du moteur peut comporter un échappement annulaire en amont de la ou des hélices. 1 0 Le carénage du moteur peut comporter un montant s'étendent radialement en amont de la ou des hélices, ledit montant comportant un conduit crd'échappement interne, ledit conduit d'échappement comportant une ou plusieurs sorties dans le montant pour diriger les gaz
rd'échappement en direction de l'aval eu-dessus de la surface du montant.
La ou les hélices comportent un capot de moyeu d'hélice, ledit capot de moyeu d'hélice i 5 comportant un conduit axial interne pour acheminer les gaz d'échappement vers une sortie
annulaire en aval de la ou des hélices.
Le réducteur à engrenages peut être un réducteur à engrenages épicyclique.
Le moteur peut comporter une paire d'hélices contrarotatives. L'hélie ou les hélices
peuvent être du type propfan.
2 0 La présente invention va maintenant être décrite en détail en référence avec les dessins annexés sur lesquels: La figure 1 représente une vue en coupe d'un moteur à turbine à gaz à turbopropulseur pour avion, du type pousseur, selon la présente invention; La figure 2 représente une vue en coupe d'un autre mode de-réalisation d'un moteur à 2 5 turbine à gaz à turbopropulseur pour avion, du type pousseur, selon la présente invention; La figure 3 représente une vue en coupe d'un troisième mode de réalisation d'un moteur à turbine à gaz à turbopropulseur pour aMion, du type pousseur, selon la présente invention; La figure 4 représente une vue en coupe d'un quatrième mode de réalisation d'un moteur à turbine à gaz à turbopropulseur pour avion, du type pousseur, selon la présente invention; La figure 5 représente une vue agrandie d'une partie du carénage du moteur et du système d'étanchéité du capot de moyeu d'hélice représentés sur la figure 4; et la figure 6 représente une vue en coupe d'un autre mode de réalisation d'un moteur à
turbine à gaz à turbopropulseur pour avion, du type pousseur, selon la présente invention.
En se reportent à la figure 1, on voit qu'un moteur 10 à turbine à gaz à turbopropulseur pour- avion, du type pousseur, comporte un générateur de gaz 11 lequel comprend, alignés dans le flux, un compresseur basse pression 20, un compresseur haute pression 22, un dispositif de combustion 24, une turbine haute pression 26, une turbine basse pression 28 et un échappement annulaire 18. Le générateur de gaz 11 est enfermé dans un carénage de moteur 12 et une ogive 14 est disposée en amont du compresseur 20 basse pression, laquelle forme, avec l'extrémité d'amont du carénage du moteur 12, une entrée annulaire 16. Les compresseurs basse pression 20 et haute pression 22 compriment l'air pénétrant dans le moteur à turbine à gaz 1 0 par l'entrée 16. L'air comprimé est alors envoyé dans la chambre à combustion 24 o le carburant est brûlé pour produire des gaz chauds. Les gaz chauds passent à travers les turbines haute et basse pression 26 et 28 qu'ils entraînent, lesquelles turbines à leur tour entraînent les compresseurs haute et basse pression 22 et 20
1 0 respectivement par l'intermédiaire d'arbres coaxiaux 30 et 32.
Une hélioe à pales multiples 50 est disposée en aval, coaxialement au générateur de gaz 1, et elle comporte un capot de moyeu d'hélice 52 aérodynamique. L'hélice à pales multiples est entraînée par un turbine par l'intermédlaire d'un réducteur à engrenages 36. Dans ce mode de réalisation la turbine basse pression 28 entraîne l'hélice. Le réducteur à 1 5 engrenages 36 est disposé coeaxialement à l'hélice 50 et au 'générateur de gaz 1 1, entre la
turbine basse pression 28 et l'hélice 50.
Un carter de roue accessoire 34 est prévu pour entraîner les accessoires du moteur, par exemple les pompes à carburant, les pompes à huile, etc. Le carter de roue 34 accessoire est disposé en amont du compresseur basse pression 20 à l'intérieur de l'ogive 14. Le carter de roue 34 accessoire est entraîné per une turbine, dans ce mode de réalisation par a18
turbine basse pression 28 par l'intermédiaire de l'arbre 32.
En disposant le réducteur à engrenages 36 coaxialement au générateur de gaz 11 et à l'hélice 50, entre la turbine basse pression 28 et l'hélice 50, et en disposant le carter de roue 34 accessoire en amont du compresseur 20 basse pression dans l'ogive 1 4, on peut donner au carénage du moteur 12 une forme axisymétrique, aérodynamique et de relativement faible diamètre de façon que les remous et les turbulence se produisant dans le flux d'air passant sur le carénage 12 du moteur en amont de l'hélice 50 diminuent. La réduction des remous et des turbulences se produisant dans le flux d'air se dirigeant vers
l'hélice 50 augmente l'efficacitéde ladite hélice.
- Dans l'art antérieur les moteurs à turbine à gaz à turbopropulseur ont pâti de la production de remous et de turbulences se produisant dans le flux d'air passant sur le carénage du moteur en direction de l'hélice. Ces remous et ces turbulences ont réduit l'efficacité de l'hélice et ont été à l'origine du fait que le carénage des moteurs n'était ni symétrique ni aérodynamique. En général la cause principale de cet état de fait a été que le carter de roue accessoire était disposé à l'extérieur du carter du compresseur et était entraîné par un arbre s'étendant radialement par rapport à un arbre d'entraînement principal. La figure 2 représente un moteur 10 à turbine à gaz b turbopropulseur pour avilon, du type pousseur, similaire à celui qui est représenté sur la figure 1. Le générateur de gaz 11 est identique à celui de la figure 1 et les parties identiques ont été repérées par les mêmes chiffres. Une hélice a pales multiples 50 est disposée en aoval, laquelle hélice comporte un capot 52 de moyeu d'hélice aérodynamique coaxial au générateur de gaz 11 et à l'hélice 50. L'hélice à pales multiples 50 est entraînée par une turbine de puissance 40 par l'intermédiaire d'un arbre 42 et d'un réducteur à engrenages 36. La turbine de puissance 40 est disposée en aval de la turbine basse pression 28, et les gaz d'échappement sortaent du générateur de gaz 11 entraînent la turbine de puissance 40. Le réducteur à engrenages 36,
1 0 l'arbre 42, la turbine de puissance 40 et l'hélice 50 sont coaxiaux au générateur de gaz 11.
Le réducteur à engrenages 36 est disposé axialement entre la turbine basse pression 28 et
l'hélice 50.
Le carter de roue 34 accessoire est disposé en mont du compresseur basse pression dons l'ogive 14 et est entraîné par la turbine basse pression 28 par l'intermédiaire de
l'arbre 32.
Le carter de moteur 12 est également d'un diamètre relativement faible, il a une forme axisymétique et aérodynamique en amont de l'hélice 50 de façon que les remous et les turbulences passant sur le carénage 12 du moteur en direction de l'hélice 50 diminuent Le figure 3 représente un moteur à turbine à gaz 10 à turbopropulseur pour avion, du type pousseur, similaire à celui qui est représenté sur la figure 1. Le générateur de gaz I 1 est identique à celui de la figure 1 et les parties identiques sont repérées par les mêmes chiffres. Une paire d'hélices à pales multiples 70, 72 contrarotatives du type propfan, c'est à dire de section mince, de large courbure pour retarder la formation d'ondes de chec et pouvant fonctionner avec une forte charge, sont disposées en aval. Les hélices 70, 72 sont munies de capots de moyeu d'hélice 74, 76 respectivement, aérodynamiques et coaxiaux au générateur de gaz 11. Les hélices contrarotatives 70, 72 sont entraînées par la turbine basse pression 28 par l'intermédieire du réducteur à engrenages 36. Le réducteur à engrenages 36 est disposé coaxialement aux hélices 70, 72 et au générateur de gaz 1 1 entre la turbine
basse pression 28 et les hélices 70, 72.
3 0 Le carter de roue 34 accessoire est disposé en amont du compresseur basse pression dans l'ogive 14 et est entraîné par la turbine basse pression 28 par l'intermédiaire de
-l'arbre 32.
Le carénage du moteur 12 a un diamètre relativement faible, est axisymétrique, aérodynamique et est diposé en amont des hélices contrarotatives 70, 72 de façon à diminuer les remous et les turbulences se produisant dans le flux d'air passant au dessus du carter du
moteur 12 en direction des hélices 70, 72.
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Dans ce mode de réalisation le générateur 11 ne comporte pas d'échappement annulaire 18, mais comporte un montant 60 disposé en amont des hélices 70, 72 et en aval de la turbine basse pression 28, lequel montant s'étend radialement à partir du carénage 12 du moteur et peut faire partie d'une structure de support du moteur. Le montant 60 a un conduit intérieur 62 dans lequel circulent les gaz d'échappement provenant du générateur de gaz 11. Les gaz d'échappement passent par une buse 64 qui peut être utilisée pour diriger les gaz d'échappement dans la direction d'aval au dessus de la queue de l'avion comme cela est décrit plus précisément dans notre demande de brevet OB 2 138 507A. Le montant 60 peut être muni d'orifices de sortie 66, généralement des fentes comportant des clapets pour évacuer les 1 0 gaz d'échappement dans la direction d'aval au-dessus du montant de façon à supprimer les
remous produit par le montant 60.
Le carénage du moteur 12 a un diamètre relativement faible, est axisymétrique, aérodynamique, et est disposé en amont des hélices contrarotatives 70, 72 de façon que les remous et les turbulences se produisant dans le flux d'air passant sur le carénage du moteur
i 5 12 en direction des hélices diminuent.
La figure 4 représente un moteur 10 à turbine à gaz à turbopropulseur pour avion, du type pousseur, similaire à celui de la figure 1. Le générateur de gaz 11 est Identique à celui de la figure 1 et les parties identiques sont repérées par les mêmes chiffres. L'hélice 80 est disposée en aval, coaxialement au générateur de gaz 1 i1, et elle comporte un capot de moyeu d'hélice 82 aérodynamique. L'hélice 80 est entraînée par la turbine basse pression 28 par l'intermédiaire d'un réducteur à engrenages 36 disposé coaxialement à l'hélice 80 et au générateur de gaz 1 1 entre la turbine basse pression 28 et l'hélice 80. Le carter de roue 34 accessoire est disposé en amont du compresseur basse pression 20 dans l'ogive 14 et est
entraîné par la turbine basse pression 28.
Le capot de moyeu d'hélice 82 est muni d'un conduit annulaire intérieur 88 qui s'étend axialement et achemine les gaz d'échappement sortant du générateur de gaz 11 entre les embases de pale 90 de l'hélice 80 vers une sortie annulaire 86 dans le capot de moyeu d'hélice 82, en aval de l'hélice 80. Le conduit annulaire 88 éloigne ainsi les gaz d'échappement des pales d'hélice. Un joint 84 est prévu entre l'extrémité d'amont du capot de moyeu d'hélice 82 et l'extrémité d'aval du carénage du moteur 12. Ce joint est représenté à une échelle agrandie sur la figure 5. L'extrémité d'amont 94 du capot de moyeu d'hélice 82 s'étend axialement à l'intérieur de l'extrémité d'aval 92 du carénage du moteur 12 dont il est écarté axialement. Un certain nombre de nervures annulaires 96 fait saillie radialement sur l'extrémité d'amont 94 du capot de moyeu d'hélice 82 en direction de l'extrémité d'aval 92 du
carénage du moteur 12, ou vice versa, pour former un joint de type labyrinthe.
La figure 6 représente un moteur 10 à turbine à gaz à turbopropulseur pour avion, du type pousseur, similaire à celui qui est représenté sur la figure 4. Le générateur de gaz est
identique à celui de la figure 4 et les parties identiques sont repérées par les mêmes chiffres.
L'hélice 80 est disposée en aval coaxialement au générateur de gaz 11 et elle comporte un cepot de maoyeu cd'hélice 82. L'hélice 80 est entraînée par une turbine de puissance 40 par l'intermédiaire d'un arbre 42 et c'un réducteur à engrenages 36. La turbine de puissance 40 est disposée en aval de la turbine basse pression 28. La turbine de puissance 40, l'arbre 42 et le réducteur à engrenages 36 sont coaxiaux au générateur de gaz 11 et à l'hélice 80. Le certer de roue 34 accessoire est également disposé en amont du compresseur basse pression dans l'ogive 14 et est entraîné par la turbine de puissance 40 par l'intermédiaire de
l'arbre 44, lequel est coaxial aux arbres 30, 32, 42.
1 o Le réducteur à engrenages des exemples mentionnés ci-dessus peut être un réducteur à
engrenages épicyclique.
Claims (9)
1. Moteur à turbine à gaz à turbopropulseur pour avion, du type pousseur, comportant un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, des moyens de combustion, une turbine haute pression pour entraîner le compresseur haute pression, une turbine basse pression pour entraîner le compresseur basse pression, une turbine d'entraînement d'hélice pour entraîner au moins une hélice par l'intermédiaire d'un réducteur à engrenages, le moteur à turbine à gaz disposé en amont de la ou des hélices étant protégé par un carénage de moteur, une ogive étant disposée en amont du compresseur basse pression et déterminant une entrée annulaire en combinaison avec l'extrémité d'amont du carénage du moteur, le compresseur basse pression, le compresseur haute pression, la turbine haute pression, la turbine basse pression, la turbine entraînant l'hélice, le réducteur à engrenages ainsi que la ou les hélices étant coaxiaux, le réducteur à engrenages étant disposé en aval de la turbine entraînant l'hélice et en amont de la ou des hélices et étant caractérisé en ce qu'un carter de roue (34) accessoire est disposé dans l'ogive (14) en amont du compresseur (20) basse 1 S pression et est entraîné par la turbine (28) basse pression, le réducteur (36) à engrenages et le carter de roue (34) accessoire étant disposes de façon à former un carénage ( 12) de moteur axisymétrique et aérodynamique en amont de la ou les hélices (50), afin de réduire la production de remous et de turbulences se produisant dans le flux d'air passant sur le
carter (12) du moteur en direction de la ou les hélices (50).
2. Moteur à turbine à gaz à turbopropulseur pour avion, du type pousseur, selon la revendication 1, caractérisé en ce que la turbine entraînant l'hélice est une turbine basse
pression (28).
3. Moteur à turbine à gaz à turbopropulseur pour avion, du type pousseur, selon la revendication 1, caractérisé en ce que la turbine entraînant l'hélice est une turbine de puissance (40) disposée en aval et entraînée par les gaz d'échappement provenant de la
turbine basse pression (28).
4. Moteur à turbine à gaz à turbopropulseur pour avion, du type pousseur, selon la revendication 1, caractérisé en ce que le carénage du moteur (12) comporte un échappement
(18) annulaire en amont de la ou des hélices ( 50).
5. Moteur à turbine à gaz à turbopropulseur pour avion, du type pousseur, selon la revendication 1, caractérisé en ce que le darter du moteur (12) comporte un montant (60) s'étendant radialement en amont de la ou des hélices (70, 74), le montant (60) ayant un conduit d'échappement interne (62), le conduit d'échappement (62) ayant un ou plusieurs orifices de sortie (66) débouchant dans le montant (60) pour diriger les gaz d'échappement
vers l'aval au-dessus de la surface du montant (60).
6. Moteur à turbine b gaz à turbopropulseur pour avion, du type pousseur, selon la revendication I, caractérisé en ce que l'hélice (80) comporte un capot de moyeu d'hélice (82), le capot de moyeu d' hélice (82) comportant un conduit (88) interne axial pour acheminer les gaz d'échappement vers un orifice annulaire (86) en aval de la ou des hélices
(80).
7. Moteur à turbine à gaz à turbopropulseur pour avion, du type pousseur, selon la revendication 1, caractérisé en ce que le réducteur à engrenages (36) est un réducteur à
engrenages épicyclique.
8. Moteur à turbine à gaz à turbopropulseur pour avion, du type pousseur, selon la revendication 1, caractérisé en ce que le moteur a une palre d'hélices (70, 74) contrarotatives.
9. Moteur à turbine à gaz à turbopropulseur pour avion, du type pousseur, selon la
revendication 1, caractérisé en ce que la ou les hélices sont du type propfen.
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| DE102005043615B4 (de) * | 2005-09-09 | 2009-11-19 | König, Christian | Propellerantriebseinheit |
| DE102008060488A1 (de) * | 2008-12-05 | 2010-06-10 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Verfahren und Vorrichtung zum Betrieb eines mit Schubpropellern versehenen Turboprop-Flugtriebwerkes |
| FR2950381B1 (fr) * | 2009-09-18 | 2011-10-28 | Snecma | Turbomachine a helices non carenees contrarotatives |
| DE102010009477A1 (de) * | 2010-02-26 | 2011-09-01 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Fluggasturbinenantrieb |
| US9650962B2 (en) | 2013-03-08 | 2017-05-16 | Rolls-Royce Corporation | Rotor noise suppression |
| EP3004600B1 (fr) | 2013-06-06 | 2017-03-22 | Snecma | Boîtier d'entraînement des accessoires pour une turbomachine |
| EP3793898A4 (fr) * | 2018-05-17 | 2022-01-26 | Jetoptera, Inc. | Éjecteur de fluide comprimé et système de propulsion à hélice combinés |
| CN111706432B (zh) * | 2020-05-28 | 2022-03-25 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 桨扇发动机及具有其的推进装置 |
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