FR2582719A1 - Moyen de transmission d'energie - Google Patents

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Abstract

MOYEN DE TRANSMISSION D'ENERGIE A TRAVERS UN TRAJET D'ECOULEMENT DE FLUIDE. IL COMPORTE DES ANNEAUX EXTERIEUR 30 ET INTERIEUR 32 DELIMITANT DES SURFACES DE TRAJET D'ECOULEMENT EXTERIEURE ET INTERIEURE RESPECTIVEMENT ET UNE SERIE DE PREMIERES 38 ET DEUXIEMES 40 AILETTES S'ETENDANT ENTRE LES PANNEAUX POUR TRANSMETTRE L'ENERGIE ENTRE LE FLUIDE ET L'ETAGE DE ROTOR; DANS LEQUEL AU MOINS UNE DES PREMIERES AILETTES ENTOURE UN MOYEN 42 DE TRANSMISSION D'ENERGIE A TRAVERS LE TRAJET D'ECOULEMENT. APPLICATION AUX MOTEURS A TURBINE A GAZ.

Description

L'invention concerne de manière générale les tur-
bomachines et, plus particulièrement, un étage de rotor à
double fonction dans une turbomachine.
Une turbomachine comporte généralement un trajet annulaire d'écoulement de fluide comportant un ou plusieurs
étages de rotor. Chaque étage de rotor comprend classique-
ment une série d'aubes pour transférer l'énergie entre le
fluide et l'étage de rotor.
Une turbomachine peut être constituée par un mo-
teur à turbine à gaz, ce dernier comportant généralement un générateur de gaz comprenant un compresseur pour comprimer l'air s'écoulant dans le moteur, une chambre de combustion
dans laquellle le combustible est mélangé avec l'air compri-
mé et enflammé pour former un courant gazeux d'énergie éle-
vée et une turbine qui comporte un rotor pour entraîner le compresseur. Dans les moteurs à turbine à gaz, les étages de
rotor du compresseur transfèrent l'énergie provenant du ro-
tor à l'air. Dans la turbine, un étage de rotor transfère
l'énergie provenant du courant gazeux vers le rotor. De nom-
breux moteurs comportent en outre une deuxième turbine, dé-
nommée turbine de travail, située à l'arrière du générateur
de gaz et qui extrait l'énergie du courant gazeux pour en-
traiîner un propulseur.
Dans de nombreuses applications, il est souhaita-
ble ou nécessaire de transmettre l'énergie entre les régions -2
intérieure et extérieure délimitées par le trajet d'écoule-
ment annulaire. En d'autres termes, il peut être nécessaire
de transmettre l'énergie à travers le trajet d'écoulement.
La transmission d'énergie à travers un trajet d'écoulement a lieu classiquement à des piliers fixes non
rotatifs qui s'étendent à travers le trajet d'écoulement.
Par exemple, un "piquage" d'énergie en provenance de l'arbre d'entraînement principal d'un moteur à turbine à gaz peut
passer au travers d'un pilier fixe. Dans certaines applica-
tions, il peut être souhaitable de transmettre l'énergie à travers le trajet d'écoulement lorsqu'un pilier fixe n'est pas disponible. Par exemple, dans le moteur à soufflante non
carénée, tel celui décrit dans la demande de brevet améri-
cain n 647 283, qui comporte une turbine de travail contra-
rotative qui entraîne directement des aubes de soufflante contrarotatives non carénées, l'énergie doit être transmise à travers le trajet d'écoulement de manière à modifier le
pas des aubes.
La présente invention a pour objets de réaliser: - un nouveau moyen perfectionné de transmission de puissance à travers un trajet d'écoulement:
- un étage de rotor à double fonction pour un mo-
teur à turbine à gaz;
- une nouvelle structure de transmission de puis-
sance perfectionnée ayant une résistance accrue; - un nouveau moyen perfectionné pour modifier le
pas de pales d'hélice.
La présente invention est constituée par un étage de rotor placé à l'intérieur d'un trajet d'écoulement de fluide dans une turbomachine. L'étage de rotor comporte une
série de premières et deuxièmes ailettes et des anneaux ex-
- térieur et intérieur. Les premières et deuxièmes ailettes s'étendent entre les anneaux et transfèrent l'énergie entre
le fluide et l'étage de rotor. Les anneaux extérieurs et in-
térieurs délimitent des surfaces de trajet d'écoulement ex-
-3- térieure et intérieure, respectivement. Au moins une des premières ailettes entourent le moyen de transmission de
l'énergie à travers le trajet d'écoulement.
La description qui va suivre se réfère aux figures
annexées qui rerésentent respectivement:
- figure 1, une vue schématique partielle longitu-
dinale d'un mode de réalisation recommandé de la présente invention: figure 2 une vue fragmentaire en perspective prise de manière générale selon la direction de la flèche 2
de la figure 1.
La présente invention s'applique généralement à n'importe quelle turbomachine. A titre d'exemple, on décrira l'invention telle qu'elle peut être utilisée dans un moteur
à turbine à gaz. Une application de l'invention selon un mo-
de de réalisation recommandé est représenté figure 1.
La figure 1 représente une turbine de travail 10
d'un moteur à turbine à gaz. La turbine de travail 10 com-
porte un trajet d'écoulement annulaire 12 pour un fluide ou
gaz 14. La turbine de travail 10 comprend des rotors inté-
rieur et extérieur contrarotatifs 16 et 18, respectivement.
Le rotor intérieur 16 comprend une série de grilles d'aubes intérieures ou étages 20 qui s'étendent radialement vers l'extérieur à partir de chaque rotor. Chaque grille d'aube ou étage 20 a pour effet de transférer l'énergie provenant du courant gazeux 14 vers le rotor intérieur 16. De la même manière, le rotor extérieur 18 comprend une série de grilles d'aubes extérieures ou étages 22 s'étendant radialement vers l'intérieur à partir de chaque rotor. Chaque étage 22 a pour effet de transmettre l'énergie provenant du courant gazeux
14 vers le rotor extérieur 18.
Le rotor intérieur 16 et le rotor extérieur 18 sont chacun fixés à un arbre non rotatif 24 par des moyens
de paliers appropriés 26 et 28, respectivement. Il appara -
tra clairement que la configuration de palier représentée - 4 - ici l'est à titre d'exemple seulement et que de nombreuses autres configurations sont possibles et en aucune manière
ceci ne limite l'étendue de la présente invention.
L'étage de rotor 20a comporte un anneau extérieur 30 et un anneau intérieur 32 qui délimitent partiellement des surfaces de trajet d'écoulement extérieure et intérieure
34 et 36 respectivement pour le trajet d'écoulement 12.
Comme représenté figure 2, l'étage de rotor 20a comporte en outre une série de premières ailettes 38 et de deuxièmes
ailettes 40 s'étendant entre l'anneau extérieur 30 et l'an-
neau intérieur 32. Les ailettes 38 et 40 ont pour effet de transmettre l'énergie provenant du courant gazeux 14 dans
l'étage de rotor 20a. De manière à fournir des caractéristi-
ques améliorées de rigidité à l'étage de rotor 20a l'anneau intérieur 32 a généralement une section droite radiale en
forme de caisson.
Chacune des premières ailettes 38 et des deuxièmes
ailettes 40 détermine une longueur de corde moyenne. Le ter-
me "longueur de corde" est bien connu de la technique et est la mesure d'une distance entre le bord de fuite et le bord
d'attaque d'une aube. Comme représenté figure 2, les premiè-
res ailettes 38 ont une longueur de corde qui est supérieure
à la longueur de corde des deuxièmes ailettes 40. Générale-
ment, le nombre de premières ailettes 38 sera relativement petit comparé au nombre de deuxièmes ailettes 40. Ainsi entre deux premières ailettes 38 quelconques adjacentes on
trouvera une série de deuxièmes ailettes 40.
Selon une autre caractéristique de la présente in-
vention, au moins une des premières ailettes 38 entoure un
moyen de transmission 42 pour transmettre l'énergie à tra-
vers le trajet d'écoulement 12. Le moyen de transmission 42
est représenté schématiquement par une flèche figure 2.
Selon un mode de réalisation de la présente invention, Le
moyen de transmission 42 peut comporter une conduite hydrau-
lique.
Selon un autre mode de réalisation de la présente
invention, le moyen de transmission 42 peut comporter un ar-
bre qui tourne autour de son axe. Dans encore un autre mode
de réalisation de la présente invention, le moyen de trans-
mission 42 peut comporter des moyens d'induction pour trans-
porter un courant électrique. Dans chaque mode de réalisa-
tion, le moyen de transmission 42 est entouré par une pre-
mière ailette 38 et fonctionne indépendamment de cette der-
nière. Selon le mode de réalisation représenté figure 1,
la turbine de travail 10 a pour effet d'entraîner les héli-
ces contrarotives 44 et 46. Chaque hélice 44 et 46 comporte des moyens de modification de pas 48 et 50, respectivement,
pour modifier le pas des pales d'hélice. L'énergie nécessai-
re à manoeuvrer les pales d'hélice sera transmise aux moyens de variation de pas 48 et 50 par les moyens de transmission 42. En fonctionnement, les étages de rotor 20 et 22
extraient l'énergie provenant du courant gazeux 14. Les éta-
ges intérieurs 20 entraînent le rotor en tambour intérieur 16 qui est relié à l'anneau intérieur 32 du premier étage de rotor 20a. L'énergie dans le rotor intérieur 16 est ainsi transmise vers l'anneau extérieur 30 et ensuite à l'hélice 44 pour fournir une force de propulsion. De la même manière,
les étages extérieurs 22 entraînent le rotor en tambour ex-
térieur 18 qui transférera l'énergie de rotation à l'hélice 46. L'étage de rotor 20a est configuré de manière à augmenter l'énergie que cet étage de rotor peut extraire du courant gazeux 14. Les premières ailettes 38 doit avoir une
longueur de corde relativement importante pour avoir l'éner-
gie nécessaire pour supporter la charge du rotor et permet-
tre d'avoir une place suffisante pour le passage à travers elles des moyens de transmission 42. Les deuxièmes ailettes 40 ont une longueur de corde légèrement plus petite pour -6-
avoir un poids réduit tout en maintenant une bonne extrac-
tion d'énergie du fluide.
L'énergie nécessaire pour modifier le pas des pa-
les d'hélice 44 peut être transmise à partir de l'arbre non
S rotatif 24. Après être passé par l'interface non rota-
tion/rotation 52 (tel qu'une bague de frottement ou un pa-
lier), l'énergie sera transmise par les moyens 42 dans la première ailette 38 vers les moyens de-modification de pas 48. Les moyens de modification de pas 48 peuvent convertir cette énergie en couple mécanique pour modifier le pas des
pales de l'hélice 44. De la même manière, l'énergie pour mo-
difier le pas des pales d'hélice 46 peut passer par l'inter-
face non-rotation/rotation 54 et être ensuite transmise par
une première ailette 38 à l'étage de rotor 22a.
Il apparaîtra clairement à l'homme de l'art que la présente invention n'est pas limitée au mode de réalisation
spécifique décrit et représenté ici, pas plus que l'inven-
tion n'est limitée aux étages de rotor pour turbine. Plutôt, l'invention s'applique également aux étages de rotor pour compresseur et soufflante de moteur à turbine à gaz. De plus, elle s'applique également aux structures analogues
dans n'importe quelle turbomachine.
- 7 -

Claims (10)

REVENDICATIONS
1. Dans une turbomachine comportant un trajet
d'écoulement annulaire (12) pour un fluide, un étage de ro-
tor (20) placé dans le trajet (12) caractérisé en ce qu'il comporte:
- des anneaux extérieur (30) et intérieur (32) dé-
limitant des surfaces de trajet de d'écoulement extérieure (34) et intérieure (36) respectivement; et - une série de premières (38) et deuxièmes (40) ailettes s'étendant entre les anneaux pour transmettre l'énergie entre le fluide et l'étage de rotor; dans lequel au moins une des premières ailettes (38) entoure un moyen de
transmission d'énergie (42) à travers le trajet d'écoulement.
2. Etage de rotor selon la revendication 1, carac-
térisé en ce que chaque premières (38) et deuxièmes (40) ailettes définissent une première longueur de corde moyenne et une deuxième longueur de corde moyenne respectivement et en ce que la première longueur de corde est supérieure à la
deuxième longueur de corde.
3. Etage de rotor selon la revendication 1, carac-
térisé en ce que l'anneau intérieur (32) a généralement une
section droite radiale en forme de caisson.
4. Dans une turbine de travail contrarotative d'un
moteur à turbine à gaz comportant un trajet d'écoulement an-
nulaire (12) pour recevoir un courant gazeux d'énergie éle-
vée, dispositif caractérisé en ce qu'il comporte:
- un premier étage de rotor (20) placé à l'inté-
rieur du trajet d'écoulement (12) comportant des anneaux ex-
térieur (30) et intérieur (32) définissant des surfaces de
trajet d'écoulement extérieure (34) et intérieure (36) res-
pectivement; et - une série de premières (38) et deuxièmes (40)
ailettes pour extraire l'énergie provenant du courant ga-
zeux, et - un premier moyen de transmission (42) pour - 8 - transmettre l'énergie à travers le trajet d'écoulement, dans lequel au moins une des premières ailettes (38) entoure le
premier moyen de transmission.
5. Dispositif selon la revendication 5, caractéri-
sé en ce que chacune des premières (38) et deuxièmes (40) ailettes délimite une première longueur de corde moyenne et une deuxième longueur de corde moyenne respectivement et en ce que la première longueur de corde est supérieure à la
deuxième longueur de corde.
6. Dispositif selon la revendication 4, caractéri-
sé en ce que l'anneau intérieur (32) a généralement une sec-
tion droite radiale en forme de caisson.
7. Dispositif selon la revendication 4, caractéri-
sé en ce qu'il comporte en outre: - un rotor intérieur (16) comportant une série de grilles d'aubes intérieures s'étendant radialement vers l'extérieur pour transmettre l'énergie provenant du courant gazeux au rotor intérieur; - l'anneau intérieur (32) de la turbine de travail étant relié au rotor intérieur (16) de sorte que l'énergie
est transférée du rotor intérieur vers l'anneau extérieur.
8. Dispositif selon la revendication 7, caractéri-
sé en ce qu'il comporte en outre;
- des premières et deuxièmes hélices (44, 46) con-
trarotatives, la première hélice (44) étant entraînée par le
rotor intérieur (46).
9. Dispositif selon la revendication 8, caractéri-
sé en ce que la première hélice (44) comporte une série de premières pales d'hélices à pas variable et en ce que le premier moyen de transmission a pour effet de modifier le
pas des premières pales d'hélices.
10. Dispositif selon la revendication 9, caracté-
risé en ce qu'il comporte en outre: -un deuxième étage de rotor placé à l'intérieur du
trajet d'écoulement comportant des anneaux extérieur et in-
9-
térieur délimitant des surfaces de trajet d'écoulement exté-
rieures et intérieures respectivement; et - une série de premières et deuxièmes ailettes
s'étendant entre les anneaux extérieur et intérieur pour ex-
traire l'énergie provenant du courant gazeux;
- un deuxième moyen de transmission pour transmet-
tre l'énergie à travers le trajet d'écoulement, au moins une
des premières ailettes de l'étage de rotor entourant le deu-
xième moyen de transmission; et.
- un rotor extérieur (18) comportant une série de grilles d'aubes extérieures (22) s'étendant radialement vers l'intérieur pour transmettre l'énergie du courant gazeux vers le rotor extérieur (18); - la deuxième hélice ayant une série de pales d'hélice à pas variable et le second moyen de transmission ayant pour effet de modifier le pas des deuxièmes pales d'hélices.
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Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5108259A (en) * 1988-12-19 1992-04-28 General Electric Company Flexible connector for use in aircraft
US4951461A (en) * 1989-03-20 1990-08-28 General Electric Company Power turbine support arrangement
US5082424A (en) * 1989-06-05 1992-01-21 General Electric Company Connection system for aircraft propeller blades
US5307622A (en) * 1993-08-02 1994-05-03 General Electric Company Counterrotating turbine support assembly
US5388964A (en) * 1993-09-14 1995-02-14 General Electric Company Hybrid rotor blade
US6619030B1 (en) 2002-03-01 2003-09-16 General Electric Company Aircraft engine with inter-turbine engine frame supported counter rotating low pressure turbine rotors
US6732502B2 (en) 2002-03-01 2004-05-11 General Electric Company Counter rotating aircraft gas turbine engine with high overall pressure ratio compressor
US7094027B2 (en) * 2002-11-27 2006-08-22 General Electric Company Row of long and short chord length and high and low temperature capability turbine airfoils
US7063505B2 (en) 2003-02-07 2006-06-20 General Electric Company Gas turbine engine frame having struts connected to rings with morse pins
FR2911644B1 (fr) 2007-01-23 2012-06-01 Snecma Turbopropulseur comportant une helice formee de pales a orientation reglable.
DE102009007013A1 (de) * 2009-01-31 2010-08-12 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Triebwerk, insbesondere CROR-Antrieb, für ein Flugzeug
FR2946010B1 (fr) * 2009-05-29 2011-06-24 Snecma Dispositif a verin fixe pour la commande des pales de soufflante d'un turbopropulseur
US20200017229A1 (en) * 2018-07-13 2020-01-16 Bell Helicopter Textron Inc. Fan clutch for convertible engine

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3468473A (en) * 1966-05-25 1969-09-23 Dowty Rotol Ltd Gas turbine engines
US3672788A (en) * 1966-12-05 1972-06-27 Rolls Royce Variable pitch aerofoil blades
GB2115881A (en) * 1982-02-26 1983-09-14 Rolls Royce Gas turbine engine stator vane assembly
GB2129502A (en) * 1982-11-01 1984-05-16 Gen Electric Counter rotation power turbine
US4452566A (en) * 1981-06-15 1984-06-05 Institute Of Gas Technology Reactive impeller for pressurizing hot flue gases
FR2574125A1 (fr) * 1984-12-03 1986-06-06 Gen Electric Turbine de travail contrarotative

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB814380A (en) * 1954-11-10 1959-06-03 Power Jets Res & Dev Ltd Power plant incorporating a dynamic compressor
US2314572A (en) * 1938-12-07 1943-03-23 Herman E Chitz Turboengine
US2941781A (en) * 1955-10-13 1960-06-21 Westinghouse Electric Corp Guide vane array for turbines
US3075743A (en) * 1958-10-20 1963-01-29 Gen Dynamics Corp Turbo-machine with slotted blades
GB920887A (en) * 1958-11-24 1963-03-13 Rolls Royce Improvements in or relating to gas-turbine engines
GB1190365A (en) * 1966-05-25 1970-05-06 Dowty Rotol Ltd Gas Turbine Engines
GB1196589A (en) * 1966-11-21 1970-07-01 British Aircraft Corp Ltd Form Improvements relating to Turbo-fan Aircraft Engines
US3467198A (en) * 1966-12-05 1969-09-16 Rolls Royce Gear transmission
FR1520600A (fr) * 1967-02-27 1968-04-12 Snecma Perfectionnements aux turbo-machines à flux axial, et en particulier aux compresseurs axiaux à deux rotors imbriqués contrarotatifs
GB1265150A (fr) * 1968-06-22 1972-03-01
US3703081A (en) * 1970-11-20 1972-11-21 Gen Electric Gas turbine engine
DE2218874C3 (de) * 1972-04-19 1979-05-17 Motoren- Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh, 8000 Muenchen Vorrichtung zur Verstellung der Gebläseschaufeln eines Turbinenstrahltriebwerks
US3861139A (en) * 1973-02-12 1975-01-21 Gen Electric Turbofan engine having counterrotating compressor and turbine elements and unique fan disposition
US4264274A (en) * 1977-12-27 1981-04-28 United Technologies Corporation Apparatus maintaining rotor and stator clearance
US4304522A (en) * 1980-01-15 1981-12-08 Pratt & Whitney Aircraft Of Canada Limited Turbine bearing support
US4478551A (en) * 1981-12-08 1984-10-23 United Technologies Corporation Turbine exhaust case design
US4483659A (en) * 1983-09-29 1984-11-20 Armstrong Richard J Axial flow impeller

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3468473A (en) * 1966-05-25 1969-09-23 Dowty Rotol Ltd Gas turbine engines
US3672788A (en) * 1966-12-05 1972-06-27 Rolls Royce Variable pitch aerofoil blades
US4452566A (en) * 1981-06-15 1984-06-05 Institute Of Gas Technology Reactive impeller for pressurizing hot flue gases
GB2115881A (en) * 1982-02-26 1983-09-14 Rolls Royce Gas turbine engine stator vane assembly
GB2129502A (en) * 1982-11-01 1984-05-16 Gen Electric Counter rotation power turbine
FR2574125A1 (fr) * 1984-12-03 1986-06-06 Gen Electric Turbine de travail contrarotative

Also Published As

Publication number Publication date
IT1190334B (it) 1988-02-16
GB2176246B (en) 1989-10-25
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JPS61283704A (ja) 1986-12-13
IT8620223A0 (it) 1986-04-24
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GB2176246A (en) 1986-12-17
IT8620223A1 (it) 1987-10-24
FR2582719B1 (fr) 1993-12-24
US4758129A (en) 1988-07-19
GB8608327D0 (en) 1986-05-08

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