FR2602828A1 - Turbomachine a gaz a moyens de derivation variables - Google Patents

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John Matthew Hall
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Abstract

CETTE TURBOMACHINE A GAZ COMPREND UN VENTILATEUR AMONT 18, UN GENERATEUR DE GAZ DE COEUR 20, 22, 24 ADAPTE A RECEVOIR UN FLUX GAZEUX CENTRAL PROVENANT DU VENTILATEUR 18, UNE CONDUITE DE DERIVATION 32 ADAPTEE A RECEVOIR UN FLUX DE DERIVATION PROVENANT DU VENTILATEUR 18 ET UNE PREMIERE TURBINE DE PUISSANCE 28 QUI EST ENTRAINEE PAR LE GAZ DE COEUR APRES AVOIR TRAVERSE LE GENERATEUR DE GAZ DE COEUR QUI COMPREND LUI-MEME DES MOYENS DE COMPRESSION 20, UN EQUIPEMENT DE COMBUSTION 22 ET DES MOYENS A TURBINE 24, TOUS EN SERIE DE FLUX. SELON L'INVENTION, DES MOYENS DE DERIVATION VARIABLES SONT SITUES A L'INTERIEUR DE LA CONDUITE DE DERIVATION 32 ET SONT ADAPTES, DANS UN PREMIER MODE, A FAIRE DIVERGER L'AIR DE DERIVATION VERS UNE OU PLUSIEURS AILES AUGMENTATRICES, ET, DANS UN SECOND MODE, A PERMETTRE A L'AIR DE DERIVATION D'ETRE DIRIGE DE FACON A ENTRAINER UNE SECONDE TURBINE 38 DE PUISSANCE QUI EST ACCOUPLEE MECANIQUEMENT A LA PREMIERE TURBINE DE PUISSANCE 28.

Description

Turbomachine à gaz à moyens de dérivation variables.
L'invention concerne une turbomachine à gaz du type à dérivation,
comprenant des moyen de dérivation variables.
La demande de brevet britannique No 8234318 décrit un hélicoptère dit mixte dans lequel deux turbomachines à gaz du type à dérivation sont installées dans un hélicoptère muni d'ailes augmentatrices ou d'appoint. L'air de dérivation est dirigé depuis le moteur et par des conduites à chaque aile augmentatrice qui est adaptée à accroître la poussée et la sustentation des aubes du rotor de l'hélicoptère. Ces 10 ailes augmentatrices sont décrites plus particulièrement dans le brevet
des Etats-Unis d'Amérique No 3332644 au nom de Donald C. Whittley.
Les turbomachines à gaz de l'hélicoptère mixte mentionné ci-dessus
ont la configuration de turbines à puissance libre. Une turbine de puissance basse pression est accouplée aux rotors de l'hélicoptère 15 alors qu'une turbine haute pression entraîne le compresseur du moteur.
On prévoit une tuyère finale de section variable pour modifier la chute de pression dans la turbine de puissance et commander la sortie de puissance envoyée aux aubes du rotor. Quand on a besoin de la puissance maximale pour un vol stationnaire ou pour décoller verticalement, la 20 tuyère finale est réglée sur sa section maximale pour déterminer une chute de pression élevée dans la turbine de puissance. Pour obtenir une vitesse de translation maximale, la section de la tuyère finale est réglée sur un minimum pour augmenter l'énergie cinétique des gaz
d'échappement et produire la poussée de translation maximale.
Quand l'hélicoptère mixte est en vol stationnaire ou se trouve dans un mode de décollage ou d'atterrissage vertical, la force ascensionnelle est fournie par les aubes du rotor de l'hélicoptère et par l'air de dérivation qui est éjecté par les tuyères dans l'aile augmentatrice. Cependant, on pense que l'on pourrait produire une force 30 ascensionnelle plus importante avec un moteur de même dimension dans ce mode si l'énergie de l'air de dérivation était utilisée pour entraîner les aubes du rotor de l'hélicoptère. Dans ce cas, toute la puissance de sortie du moteur serait dirigée de façon à entraîner les aubes du -2 rotor. L'invention telle qu'elle est revendiquée propose une turbomachine
à gaz à dérivation comprenant des moyens de dérivation variables qui, dans un premier mode, envoient l'air de dérivation par des conduites 5 vers une ou plusieurs ailes augmentatrices et, dans un second mode, envoient l'air de dérivation vers une seconde turbine de puissance.
L'invention va maintenant être décrite à titre d'exemple en se référant aux dessins annexés dans lesquels: les figures 1 et 2 montrent des vues latérale et en plan d'un 10 hélicoptère mixte, la figure 3 montre schématiquement une turbomachine à gaz selon la présente invention, la figure 4 montre un second mode de réalisation du moteur de la
présente invention.
En se référant aux figures 1 et 2, un hélicoptère 10 comprend deux turbomachines à gaz 12 du type à dérivation. Des conduites 14 sont prévues pour envoyer l'air de dérivation vers deux ailes augmentatrices 16 du type Whittley qui peuvent augmenter la force ascensionnelle et la poussée fournie par un rotor principal 17 qui est entraîné par les 20 turbines de puissance de chaque moteur 12 par l'intermédiaire d'une
boîte de transmission principale 21.
En se référant maintenant à la figure 3, chaque moteur 12 comprend un ventilateur 18 monté en amont du reste du moteur 12, qui sert à élever la pression du flux d'air arrivant. En aval du ventilateur 18, 25 le flux est divisé en un flux de dérivation et en un flux de coeur ou central. Le flux central est comprimé encore plus par un compresseur de coeur ou central multi-étages 20 et est ensuite chauffé dans une chambre de combustion annulaire 22. Le flux central part de la chambre de combustion 22 pour entrainer une turbine haute pression 24. Le compresseur central 20, la chambre de combustion 22 et la turbine haute pression 24 sont connus collectivement en tant que générateur central de gaz. Le ventilateur 18, le compresseur central 20 et la turbine haute pression 24 sont tous montés sur un arbre commun 26 de manière
que le ventilateur 18 et le compresseur 20 puissent être entratnés par 35 la turbine haute pression 24.
- 3 Une première turbine de puissance 28 est disposée en aval de la turbine haute pression 24 et est également entraînée par le flux central qui s'y détend. La première turbine de puissance 28 est montée sur un arbre de sortie 30 qui est relié à la botte de transmission 5 principale 21 de l'hélicoptère. Finalement, les gaz de la partie de coeur sortent par une tuyère finale de section variable 32 vers l'atmosphère. L'air de dérivation va du ventilateur 18 à la conduite de dérivation annulaire 32 dans laquelle sont situées des vannes de 10 commutation 34. Ces vannes sont bien connues dans l'art et n'ont pas besoin d'être décrites en détail ici. Il suffit de dire que dans une première position, la vanne de commutation fait diverger l'air de dérivation vers unechambre en volute annulaire 36, et dans une seconde position obtenue en faisant tourner la vanne 34, permet à l'air de 15 dérivation de continuer le long de la conduite de dérivation 32. Une
conduite 14 relie la chambre en volute 36 aux ailes augmentatrices 16.
Une seconde turbine de puissance 38 est montée à l'extrémité de la conduite de dérivation 32 pour recevoir l'air de dérivation quand la vanne de commutation est dans la seconde position. La seconde turbine 20 de puissance 38 est montée sur la première turbine de puissance 28, radialement à l'extérieur de celle-ci. Une envelope 40 est disposée entre les deux turbines de manière à éviter le mélange entre le gaz
provenant de la partie de coeur et l'air de dérivation.
Quand le moteur fonctionne selon le premier mode, c'est-à-dire 25 quand la vanne de commutation 34 envoie l'air de dérivation vers les ailes augmentatrices 16, les aubes 18 du rotor de l'hélicoptère sont entraînées uniquement par la première turbine de puissance 28. Les ailes augmentatrices 16 utilisent l'air de dérivation pour fournir un degré relativement élevé de force ascensionnelle pour des vitesses 30 d'avance lentes et contribuent également à la poussée totale vers l'avant. La tuyère de section variable 32 est utilisée pour modifier le taux de pression dans la première turbine de puissance 28 pour toute puissance donnée du moteur. Une chute de pression relativement importante engendre plus de puissance pour entraîner les aubes 18 du 35 rotor, et compense, quand la vitesse de l'engin est basse, la force - 4 ascensionnelle réduite engendrée par les ailes. Pour des vitesses plus élevées de l'engin, la section de la tuyère est réduite, ce qui fait que la chute de pression dans la tuyère fournit un jet de poussée plus élevée par augmentation de la vitesse de sortie des gaz de la partie de coeur alors qu'une chute de pression plus faible dans la turbine de puissance est acceptable du fait que les ailes engendrent une force
ascensionnelle plus importante.
Dans le second mode, la vanne de commutation 34 permet à l'air de dérivation de continuer le long de la conduite de dérivation 32 jusqu'à 10 la seconde turbine de puissance 38. Dans ce mode, les ailes augmentatrices 16 ne reçoivent pas d'air de dérivation. Pour des vitesses de translation très faibles ou lorsque l'engin est en vol stationnaire ou décolle, toute la sortie de puissance provenant du moteur est dirigée vers les aubes du rotor. Dans ce mode, la tuyère de 15 section variable est dans sa position de section maximale, ce qui fait
qu'il n'est engendré qu'un jet de faible poussée.
La figure 4 montre un autre mode de réalisation de la même invention, dans lequel la seconde turbine de puissance 38 est située radialement à l'intérieur de la première turbine 28. Dans cette 20 configuration, la vitesses des aubes des turbines peut être mieux adaptée à la température et la pression relatives de leurs flux respectifs. Une pluralité de passages 42, 44 qui s'entremêlent est prévue-juste en amont des turbines de puissance 28, 38 pour diriger les
deux flux gazeux vers leurs turbines respectives.
Lorsque le moteur fonctionne sur le second mode, il n'y a pas de sortie de travail nette provenant de la compression et ensuite de l'expansion de l'air de dérivation. Cependant, quand une sortie maximale provenant de la turbine de puissance est nécessaire pour entratner les aubes du rotor, il ne serait pas possible de simplement 30 fermer la conduite de dérivation car cela amènerait le flux d'air passant par le ventilateur à se désagréger en raison de la réduction de
la section de passage en aval.

Claims (6)

REVENDICATIONS
1. Turbomachine à gaz à dérivation, comprenant un ventilateur amont (18), un générateur de gaz de coeur (20, 22, 24) adapté à recevoir un flux gazeux central provenant du venti5 lateur (18), une conduite de dérivation (32) adaptée à recevoir un flux de dérivation provenant du ventilateur (18) et une première turbine de puissance (28) qui est entraînée par le gaz de coeur après avoir traversé le générateur de gaz de coeur qui comprend lui-même des moyens de compression (20), un équipement de combustion (22) et des moyens à turbine (24), tous en série de flux, caractérisée en ce que des moyens de dérivation variables sont situés à l'intérieur de la conduite de dérivation (32) et sont adaptés, dans un premier mode, à faire diverger l'air de dérivation vers une ou plusieurs ailes 15 augmentatrices, et dans un second mode, à permettre à l'air de dérivation d'être dirigé de façon à entraîner une seconde turbine de puissance (38) qui est accouplée mécaniquement à
la première turbine de puissance (28).
2. Turbomachine à gaz selon la revendication 1, caractéri20 sée en ce que les moyens de dérivation variables comprennent
une vanne de commutation (34).
3. Turbomachine à gaz selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisée en ce que la seconde turbine de puissance (38) est située radialement à l'extérieur de la première 25 turbine de puissance (28) et est montée sur elle.
4. Turbomachine à gaz selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisée en ce que la première turbine de puissance (28) est située radialement à l'extérieur de la seconde turbine de puissance (38) et est montée sur elle, et 30 le moteur comprend en outre des passages (42, 44) entremêlés prévus pour diriger un flux de coeur radialement interne vers la première turbine de puissance (28) et pour diriger un flux
de dérivation radialement externe vers la seconde turbine de 34 puissance (38).
5. Turbomachine à gaz selon l'une quelconque des
revendications 1 à 4. caractérisée en ce qu'elle comprend en outre une tuyère d'échappement finale à section variable située en aval de la première turbine de puissance
(28) et par laquelle passe le flux central.
6. Hélicoptère mixte comprenant au moins une aile augmentatrice et une ou plusieurs turbomachines à gaz de dérivation. comme revendiqué dans l'une quelconque des
revendications précédentes.
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