FR2634517A1 - Systeme de demarrage d'un moteur a turbine et ce moteur - Google Patents
Systeme de demarrage d'un moteur a turbine et ce moteur Download PDFInfo
- Publication number
- FR2634517A1 FR2634517A1 FR8909791A FR8909791A FR2634517A1 FR 2634517 A1 FR2634517 A1 FR 2634517A1 FR 8909791 A FR8909791 A FR 8909791A FR 8909791 A FR8909791 A FR 8909791A FR 2634517 A1 FR2634517 A1 FR 2634517A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- inlet
- fuel
- combustion chamber
- oxidizer
- oxygen
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Withdrawn
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/26—Starting; Ignition
- F02C7/268—Starting drives for the rotor, acting directly on the rotor of the gas turbine to be started
- F02C7/27—Fluid drives
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/50—Application for auxiliary power units (APU's)
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
L'invention concerne un système de démarrage de moteur à turbine conçu pour diminuer les difficultés rencontrées à haute altitude. Il comprend une chambre 34 de combustion dont la sortie 32 de gaz communique avec une tuyère 28 du moteur à turbine 10. Cette chambre 34 reçoit un combustible par une entrée 36 et un comburant par une entrée 38, provenant de deux enceintes 58 et 60 de pression conçues pour contenir de l'oxygène liquide et de l'azote liquide. Domaine d'application : groupes auxiliaires et groupes de secours pour avions et aéronefs à commandes électriques de vol, etc.
Description
L'invention concerne un système de démarrage pour un moteur à turbine, et
plus particulièrement un
système de démarrage pour un tel moteur, qui peut fonc-
tionner sur une large gamme de conditions ambiantes différentes. Les dernières années ont vu apparaître un intérêt accru pour les systèmes dits de pilotage d'avions ou d'aéronefs par commandes électriques de vol. Dans un avion a commandes électriques de vol, les gouvernes ne sont pas reliées mécaniquement et/ou hydrauliquement aux commandes manuelles manoeuvrées par le pilote ou par un pilote automatique. Les commandes se trouvant dans les
gouvernes sont par contre reliees électriquement.
Par conséquent, pour conserver la maîtrise d'un avion à commandes eélectriques de vol, il est nécessaire que de l'énergie électrique soit constamment fournie. Etant donné qu'il est toujours possible qu'une génératrice électrique entraînée par un moteur principal de propulsion puisse tomber en panne pour l'une quelconque de diverses raisons, la plupart des systèmes de commandes électriques de vol d'avions sont prévus de façon qu'un ou plusieurs groupes générateurs d'énergie ne soient pas entrainés par un moteur principal ou plusieurs moteurs principaux de
propulsion, mais plutôt par une turbine séparée. Habituel-
lement, ces groupes se présentent sous la forme de groupes auxiliaires (APU), de groupes de secours (EPU) ou des deux, ou d'un ensemble combiné a groupes auxiliaires et groupes
de secours.
Dans tous les cas, en cas de perte d'énergie électrique, il est nécessaire que celle-ci soit rétablie en deux ou trois secondes pour pouvoir reprendre la maitrise
de l'avion. Ceci signifie que la source d'énergie électri-
que utilisée en cas d'urgence, que ce soit un groupe APU, un groupe EPU ou un ensemble APU/EPU, doit être démarrée et
amenée très rapidement à sa vitesse de travail.
Alors que dans de nombreuses conditions, ceci ne constitue pas un travail particulièrement difficile, lorsque l'altitude augmente, la légèreté de l'air et la raréfaction résultante de l'oxygène, sur la base de la masse, rend non seulement difficile le démarrage du moteur à turbine du groupe, mais difficile aussi son accélération
jusqu'à la pleine vitesse de travail.
L'invention vise à résoudre un ou plusieurs des
problèmes ci-dessus.
L'invention a pour objet principal de proposer un systeme nouveau et perfectionné de démarrage d'un moteur à turbine. Plus particulièrement, un objet de l'invention est de proposer un tel système de démarrage qui réalise un démarrage fiable du moteur a turbine dans une large gamme de conditions arbiantes sensiblement différentes et dans lequel le moteur à turbine est amené rapidement à une
vitesse de travail.
Un exemple de réalisation de l'invention est conçu pour être utilisé avec un moteur à turbine comprenant une roue de turbine rotative et une tuyère destinée à diriger des gaz chauds contre la roue à turbine afin de lui communiquer une force de rotation. Le système comprend une chambre de combustion ayant une sortie de gaz destinée à être en communication de fluide avec une tuyère de moteur à turbine, une entrée de combustible ou de carburant et une entrée de comburant afin que le combustible puisse être oxydé dans la chambre de combustion par un comburant pour produire des gaz chauds à la sortie. Une première enceinte de pression est conçue pour recevoir un premier constituant comburant et une seconde enceinte de pression est conçue pour recevoir un second constituant comburant. Des moyens établissent un trajet d'écoulement entre les enceintes, d'une part, et l'entrée de comburant, d'autre part, et comprennent une partie se trouvant en relation d'échange de chaleur avec la chambre de combustion. Des moyens de mélange sont prévus dans les moyens d'établissement du trajet d'écoulement pour mélanger les composants comburants pendant qu'il s'y écoulent afin de fournir le comburant à
l'entrée de comburant.
Dans une forme préférée de réalisation, la première enceinte de pression est conçue pour emmagasiner de l'oxygène liquide et la seconde enceinte de pression est
conçue pour emmagasiner de l'azote liquide.
Il est prévu, conformément à l'invention, que les moyens de mélange mélangent l'oxygène et l'azote dans
une certaine proportion souhaitée. Dans une forme parti-
culierement avantageuse, la proportion est telle que l'oxygène est présent en plus grande quantité qu'il ne se
trouve dans l'air.
Dans une forme de réalisation de l'invention, les moyens de mélange se trouvent en amont de la partie
d'échange de chaleur, tandis que dans une forme parti-
culièrement avantageuse de réalisation, les moyens de mélange se trouvent en aval de la partie d'échange de
chaleur.
L'invention prévoit aussi la présence de moyens destinés à injecter un combustible ou un carburant dans la chambre de combustion à proximité de la sortie pour diluer les gaz de combustion résultant de la combustion du combustible provenant de l'entrée de combustible et du
comburant provenant de l'entrée de comburant.
Un conduit peut être prévu pour raccorder l'enceinte contenant de l'azote à l'entrée de combustible et des moyens sont prévus pour régler l'écoulement dans le conduit afin que l'azote provenant de la seconde enceinte puisse être utilisé sélectivement pour purger l'entrée de combustible. Conformément à l'invention, il est prévu des moyens de pompage des constituants comburants à partir de
leurs enceintes respectives. Dans une forme particulière-
263451 7
ment avantageuse, les moyens de pompage comprennent deux pompes, une pour chacune des enceintes, et ils sont disposés dans les moyens d'établissement du trajet
d'écoulement, en amont des moyens de mélange.
L'invention prévoit aussi que le système soit utilisé en association avec un moteur à turbine comportant une roue de turbine rotative et une tuyère destinée à
diriger des gaz chauds contre cette roue de turbine.
L'invention sera décrite plus en détail en regard du dessin annexé à titre d'exemple nullement limitatif et sur lequel: la figure 1 est un schéna d'une forme préférée de réalisation d'un système de démarrage selon l'invention et d'un moteur à turbine avec leque il est destiné à être utilisé; et la figure 2 est une représentation partielle quelque peu schématique d'une autre forme de réalisation de l'invention. Un exemple de réalisation de l'invention est illustré sur la figure 1 en association avec un moteur à turbine, désigné globalement en 10. Le moteur à turbine comprend une entrée 12 dans laquelle est disposé -un compresseur rotatif 14 à aspiration axiale et refoulement radial, sur une extrémité d'un arbre 16 qui tourillonne à l'aide de tous moyens convenables (non représentés). Une roue 18 de turbine à admission radiale et refoulement axial est également montée sur l'arbre 16. Comme cela est connu, lorsque la roue 18 de turbine est entraînée par des gaz chauds, elle fait tourner le compresseur 14 afin de produire un gaz comprimé pour supporter une combustion qui, elle-même, est utilisée pour produire des gaz chauds
destinés à l'entraînement de la roue de turbine 18.
De plus, un groupe 20 de prise de puissance, tel qu'une génératrice, une pompe hydraulique ou analogue, est accouplé aux pièces tournantes du moteur 10 afin d'être
entraîné par celui-ci.
Comme illustre, le moteur 10 comprend une chambre annulaire 22 de combustion qui peut recevoir de l'air comprimé du compresseur 14 par l'intermédiaire d'une chambre de stabilisation 24. La chambre de combustion 22 comporte une tuyère de sortie 26 qui est de forme annulaire
et qui est dirigée contre la roue de turbine 18.
En fonctionnement normal, de l'air est reçu de l'entrée 12 et comprimé pour être délivré à la chambre de
combustion 22 o il est mélangé à un combustible et brûlée.
Les gaz chauds résultant de la combustion sortent de la chambre de combustion 22 par la tuyere 26 afin d'entraîner
la roue de turbine 18.
Conformement a l'invention, une tuyère auxiliaire 28 de configuration annulaire peut également être prévue autour de la roue à turbine 18. La tuyère 28 est utilisée pendant le démarrage du moteur a turbine 10 et, pour plus de détail concernant la configuration à tuyères doubles du moteur a turbine 10, on peut se référer à la demande de brevet des EtatsUnis d'Amérique N 001 818 déposée le 8 Janvier 1987 par Vershure et
collaborateurs, sous le titre "Integrated Power Unit".
Conformément à l'invention, un courant de gaz chauds pour le démarrage du moteur à turbine 10 est dirigé vers la tuyère auxiliaire 28 par l'intermédiaire d'une conduite représentée schématiquement en 30. La conduite 30 est raccordée à la sortie 32 d'une chambre de combustion auxiliaire 34. La chambre de combustion auxiliaire 34 comprend une entrée 36 de combustible ou de carburant et une entrée 38 de comburant. Les entrées 36 et 38 sont souvent disposées en opposition à la sortie 32. De plus, une seconde entrée 40 de combustible ou de carburant se
trouve & proximité de la sortie 32.
Le combustible arrivant dans l'entrée 36 est brûlé avec le comburant entrant dans la chambre de combustion 34 par l'intermédiaire de l'entrée 38 et les gaz de combustion résultants s'écoulent par la sortie 32 pour
être finalement projetés contre la roue de turbine 18.
Simultanément, du combustible ou carburant peut être ajouté au courant de gaz chauds passant par la sortie 32 par injection de combustible par l'intermédiaire de l'entrée 40. Ce combustible ne brûle normalement pas, mais sert plutôt de diluant pour les gaz chauds de combustion sortant de la chambre 34 de combustion. Ce combustible se vaporise
pour refroidir les gaz de combustion jusqu'à une tempéra-
ture appropriée pour leur application à la tuyere auxi-
liaire 28 et, de plus, il augmente le débit d'écoulement massique du gaz s'écoulant vers le moteur à turbine 10
afin d'en amorcer le démarrage.
Le carburant ou combustible utilisé comme décrit ci-dessus provient d'un réservoir 42 de carburant
qui est relié à une pompe 44 à carburant ou combustible.
Une sortie 46 de la pompe à carburant est raccordée à une conduite 48 qui, comme montré schématiquement en 50, forme une hélice autour de la chambre 34 de combustion, en relation d'échange de chaleur avec elle pour aboutir finalement dans l'entrée 40 d'injection de carburant. Par conséquent, le carburant sert à refroidir la chambre de
combustion 34 pour en prolonger la durée de vie.
La même sortie ou une seconde sortie 52 de la pompe 44 à carburant est reliée à l'entrée 36 de carburant pour fournir du carburant destiné à être brûlé dans la
chambre de combustion 34.
Une chambre de combustion munie de la totalité des éléments tels que mentionnés ci-dessus est décrite en détail dans la demande de brevet des Etats-Utnis d'Amérique N' 123 303, déposée le 27 Novembre 1987 par J. Shekleton
sous le titre "Hot Gas Generator".
Outre que le conduit 50 à carburant est enroulé autour de la chambre 34 de combustion, deux autres conduits 54 et 56 peuvent être enroulés de façon similaire autour de la même chambre pour être de la même manière en relation d'échange de chaleur avec elle. Les conduits 54 et 56 peuvent être intercalés avec le conduit 50 et donc être formés conformément à ce qui est décrit dans la demande
N' 123 303 précitée.
Conformément à l'invention, le comburant devant être dirige vers l'intérieur de la chambre de combustion 34 par l'intermédiaire de l'entrée 38 de comburant est
constitué de deux ou plus de deux composants ou consti-
tuants. Dans une forme préférée de réalisation, un constituant est de l'oxygène liquide logé dans une enceinte 58 de pression et l'autre constituant est de l'azote liquide logé dans une enceinte 60 de pression. L'enceinte 58 est reliée par une pompe 62 au conduit 56, tandis que
l'enceinte 60 est reliée par une pompe 64 au conduit 54.
Les conduits 54 et 56 s'étendent jusqu'à une vanne mélangeuse 56 qui mélange les deux constituants du comburant dans la proportion souhaitée. Dans une forme préférée de réalisation, la vanne mélangeuse est conçue pour mélanger à un rapport de 40 % d'oxygène à 60 % d'azote. Ceci produit un comburant analogue à de l'air, qui est enrichi en oxygène. Ce mélange est plus efficace pour supporter la combustion à l'intérieur de la chambre de combustion 34, du fait qu'il est enrichi en oxygène, mais il évite un certain nombre des difficultés qui seraient présentes si de l'oxygène pur était utilise en tant que comburant. Dans tous les cas, le mélange passe de la vanne mélangeuse 66 dans un conduit 68 et, par l'intermédiaire d'une vanne de commande 70, arrive à l'entrée 38 de comburant. Les constituants liquides du comburant sont vaporisés par la chaleur qu'ils absorbent en refroidissant la chambre 34 de combustion et ils sont mis sous pression
durant ce processus, d'o la nécessité des pompes 62 et 64.
Les vapeurs résultantes sont mélangées par la vanne mélangeuse 66 et amenées à l'intérieur de la chambre de combustion 34 pour brûler le carburant ou combustible et générer des gaz chauds suffisants pour démarrer et
accélérer rapidement le moteur à turbine 10.
Une fois que le moteur à turbine 10 est accéléré à un certain pourcentage prédéterminé de sa vitesse nominale, son fonctionnement est autoentretenu et
la combustion à l'intérieur de la chambre 34 est arrêtée.
Lorsque ceci se produit, la chaleur résiduelle présente dans la chambre de combustion 34 pourrait provoquer ce qui équivaut a une distillation destructrice du carburant se trouvant encore dans l'entree 36. Pour éviter cette difficulté, un conduit 72 s'étend à partir de la sortie de l'enceinte 60 contenant de l'azote et, par l'intermédiaire d'une vanne 74 de commande, est raccordé à la sortie 52 de la pompe à carburant 44 qui alimente l'entrée 36 de carburant. A la suite de l'arrêt du système, la vanne 74 peut être momentanément ouverte pour purger l'entrée 36 de carburant de tout carburant résiduel y restant afin d'empêcher ainsi l'engorgement 'de cette entrée par formation de coke ou distillation destructrice de ce carburant. Si cela est nécessaire, la conduite 50 peut être
purgée similairement.
Dans la forme préférée de réalisation de l'invention, la vanne mélangeuse 66 est placée en aval des parties des conduits 54 et 56 qui sont en relation d'échange de chaleur avec la chambre de combustion 34. En conséquence, la vanne mélangeuse 66 reçoit les constituants du comburant sous forme de vapeur plutôt que sous forme de liquide. Ceci est souhaitable dans la mesure o, avec la technologie actuelle des vannes mélangeuses, il est
beaucoup plus simple de doser avec précision les consti-
tuants du comburant lorsqu'ils sont sous la forme d'une vapeur plutôt que lorsqu'ils sont sous la forme d'un liquide. Cependant, dans certains cas, il peut être souhaite de proportionner les constituants du comburant et de les mélanger alors qu'ils se trouvent sous la forme liquide. Lorsqu'il en est ainsi, la forme de réalisation de
l'invention illustrée sur la figure 2 peut être utilisée.
Dans ce cas particulier, les conduites 76 et 78 s'étendent, respectivement, des enceintes de pression 58 et 60 jusqu'-a la vanne mélangeuse 66. Cette dernière comporte une sortie raccordée à une conduite 80 qui est enroulée autour de la chambre 34 de combustion afin d'être en relation d'échange de chaleur avec elle. La conduite 80 est imbriquée avec la conduite de carburant 50 et est raccordée finalement à la
vanne de commande 70.
Par conséquent, hormis le changement de position de la vanne mélangeuse 66 et la suppression des conduits 56 et 54 en faveur du conduit 80, le système de la figure 2 peut être considére comme étant globalement
identique à celui illustré sur la figure 1.
Dans chaque forme de réalisation, on peut utiliser ce qui est appelé un "bouillonnement" dans le réservoir 58 d'oxygène liquide pour produire l'oxygène gazeux nécessaire à l'amorçage de la combustion. Une fois que la combustion a été amorcée, suffisamment de chaleur
est générée pour continuer la vaporisation des gaz.
On appréciera, d'après ce qui précède, que le système de démarrage de l'invention convient idéalement au démarrage de moteurs à turbine sur une large gamme de conditions ambiantes variables, y compris, en particulier, à des altitudes élevées. Etant donné que le système assure l'emmagasinage du comburant utilisé pour brûler un combustible ou un carburant, on ne se trouve pas confronté à la raréfaction de l'oxygène dans les conditions ambiantes comme cela serait le cas si l'on essayait de démarrer un moteur à turbine à haute altitude en utilisant de l'air ambiant. Comme indiqué précédemment, l'utilisation d'un comburant à deux constituants, tel qu'un mélange d'oxygène et d'azote d'une manière formant efficacement un mélange analogue à de l'air, enrichi en oxygène, non seulement améliore la combustion, mais évite aussi une difficulté que l'on peut rencontrer en manipulant d'autres comburants tels
que de l'oxygène pur. Par exemple, une combustion stoechio-
métrique utilisant le mélange analogue à de l'air enrichi a lieu à une température notablement plus basse, ce qui, par suite, prolonge la durée de vie des éléments du système
exposés aux températures de combustion.
En conséquence, un démarrage fiable et rapide de moteurs à turbine est obtenu par l'utilisation de
l'invention.
Enfin, bien que l'invention ait été illustrée et décrite en liaison avec un moteur à turbine relativement petit, l'homme de l'art appréciera que les principes de l'invention peuvent être appliqués à de gros moteurs, y compris les moteurs principaux de propulsion d'un avion ou
d'un aéronef.
Il va de soi que de nombreuses modifications peuvent être apportées au système de démarrage et à la turbine décrits et représentés sans sortir du cadre de
l'invention.
Claims (12)
1. Système de démarrage d'un moteur (10) à turbine comprenant une roue tournante (18) de turbine et une tuyère (26) destinée à injecter des gaz chauds contre la roue de turbine afin de lui appliquer une force de rotation, le système étant caractérisé en ce qu'il comporte une chambre (34) de combustion ayant une sortie (32) de gaz conçue pour être en communication de fluide avec une tuyère (28) de moteur a turbine, une entree (36) de combustible et une entrée (38) de comburant afin que le combustible puisse être oxydé à l'intérieur de la chambre de combustion par un comburant pour produire des gaz chauds à la sortie, une première enceinte (58) de pression conçue pour recevoir de l'oxygene liquide, une seconde enceinte (60) de pression conçue pour recevoir de l'azote liquide, des moyens (54, 56) établissant un trajet d'écoulement entre Ies enceintes, d'une part, et l'entrée de comburant, d'autre part, ces moyens comprenant un tronçon en relation d'échange de chaleur avec la chambre de combustion, et des moyens de mélange (66) placés dans les moyens d'établissement d'un trajet d'écoulement afin de mélanger l'oxygène et l'azote
s'y écoulant, dans une proportion souhaitée.
2. Système selon la revendication 1, carac-
térisé en ce que les moyens de mélange sont disposés en
amont dudit tronçon.
3. Système selon la revendication 1, carac-
térisé en ce que les moyens de mélange mélangent l'oxygène et l'azote dans une proportion souhaitée dont la teneur en oxygène dépasse celle trouvée dans l'air pour appliquer à l'entrée de comburant un mélange analogue à de l'air,
enrichi en oxygène.
4. Système selon la revendication 1, carac-
térisé en ce que les moyens de mélange sont disposés en
aval dudit tronçon.
5. Système selon la revendication 4, carac-
térisé en ce qu'il comporte en outre des moyens (40) destinés à injecter un combustible dans la chambre de combustion à proximité de la sortie afin de diluer les gaz de combustion résultant de la combustion du combustible provenant de l'entréee de combustible et du comburant
provenant de l'entrée de comburant.
6. Système selon la revendication 1, carac-
térisé en ce qu'il comporte en outre un conduit (72) raccordant la seconde enceinte à l'entrée de combustible, et des moyens (74) destinés à régler l'écoulement dans ce conduit afin que de l'azote provenant de la seconde enceinte- puisse être utilisé sélectivement pour purger
l'entrée de combustible.
7. Système selon la revendication 1, carac-
térisé en ce qu'il comporte en outre des moyens de pompage (62, 64) destinés à pomper de l'oxygène et de l'azote des
enceintes vers l'entrée de comburant.
8. Système selon la revendication 7, carac-
térisé en ce que les moyens de pompage comprennent deux pompes (62, 64), à raison d'une pour chacune des enceintes, disposées dans lesdits moyens d'établissement du trajet
d'écoulement, en amont des moyens de mélange.
9. Moteur à turbine, caractérisé en ce qu'il comporte une roue tournante (18) de turbine (10), une tuyère (28) destinée à diriger des gaz chauds contre la roue de turbine afin de lui appliquer une force de rotation, une chambre (34) de combustion ayant une sortie (32) de gaz en communication de fluide avec la tuyère du moteur à turbine, une entrée (36) de combustible et une entrée (38) de comburant afin que le combustible puisse être oxydé à l'intérieur de la chambre de combustion par un comburant pour produire des gaz chauds à la sortie, une première enceinte (58) de pression conçue pour recevoir de l'oxygène liquide, une seconde enceinte (60) de pression
263.4517
conçue pour recevoir de l'azote liquide, des moyens (54, 56) établissant un trajet d'écoulement entre les enceintes, d'une part, et l'entrée de comburant, d'autre part, ces moyens comprenant un tronçon en relation d'échange de chaleur avec la chambre de combustion, et des moyens de melange (66) situés dans les moyens d'établissement du trajet d'écoulement afin de mélanger de l'oxygène et de
l'azote s'y écoulant, dans une première souhaitée.
10. Système de démarrage d'un moteur (10) à turbine comprenant une roue tournante (18) de turbine et une tuyère (26) destinée a diriger des gaz chauds contre la roue de turbine afin de lui appliquer une force de rotation, caractérise en ce qu'il comporte une chambre de combustion (34) ayant une sortie (32) de gaz conçue pour être en communication de fluide avec une tuyère (28) du moteur à turbine, une entrée (36) de combustible et une entrée (38) de comburant afin qu'un combustible puisse être oxydé à l'intérieur de la chambre de combustion par un comburant pour produire des gaz chauds à la sortie du comburant dans une proportion souhaitée dans laquelle la teneur en oxygène est plus grande que celle trouvée dans l'air, une première enceinte (58) de pression conçue pour recevoir de l'oxygène liquide, une seconde enceinte (60) de pression conçue pour recevoir de l'azote liquide, des moyens établissant un trajet d'écoulement entre les enceintes, d'une part, et l'entrée de comburant, d'autre part, ces moyens comprenant deux conduits (54, 56) en branchement hydraulique parallèle et en relation d'échange de chaleur avec la chambre de combustion, l'un (54) des conduits recevant de l'azote liquide et l'autre (56) recevant de l'oxygène liquide provenant des enceintes, et une vanne mélangeuse (66) raccordée aux conduits pour
mélanger l'oxygène chauffé et l'azote chauffé s'y écoulant.
11. Système selon la revendication 10, caractérisé en ce qu'il comporte en outre une pompe (62,
64) montée dans chacun desdits conduits.
12. Système de démarrage d'un moteur (10) à turbine comprenant une roue tournante (18) de turbine et une tuyère (26) destinée a diriger les gaz chauds contre la roue de turbine pour lui appliquer une force de rotation, caractérisé en ce qu'il comporte une chambre (34) de combustion ayant une sortie (32) de gaz conçue pour être en communication de fluide avec une tuyère (28) de moteur à turbine, une entrée (36) de combustible et une entrée (38) de comburant afin que du combustible puisse être oxydé à l'intérieur de la chambre de combustion par un comburant pour produire des gaz chauds à la sortie, une première enceinte (58) de pression conçue pour recevoir un premier constituant du comburant, une seconde enceinte (60) de pression conçue pour recevoir un second constituant du comburant, des moyens (54, 56) établissant un trajet d'écoulement entre les enceintes, d'une part, et l'entrée de comburant, d'autre part, ces moyens comprenant un tronçon en relation d'échange de chaleur avec la chambre de combustion, et des moyens de mélange (66) disposés dans les moyens d'établissement du trajet d'écoulement afin de mélanger les constituants du comburant pendant qu'ils s'y
écoulent pour fournir un comburant à l'entrée de comburant.
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/222,542 US4899536A (en) | 1988-07-21 | 1988-07-21 | Starting system for a turbine engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2634517A1 true FR2634517A1 (fr) | 1990-01-26 |
Family
ID=22832638
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR8909791A Withdrawn FR2634517A1 (fr) | 1988-07-21 | 1989-07-20 | Systeme de demarrage d'un moteur a turbine et ce moteur |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4899536A (fr) |
| FR (1) | FR2634517A1 (fr) |
| GB (1) | GB2221981B (fr) |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5069031A (en) * | 1989-07-24 | 1991-12-03 | Sundstrand Corporation | Gas turbine engine stored energy combustion system |
| GB2296876A (en) * | 1995-01-13 | 1996-07-17 | Boc Group Plc | Wet oxidation apparatus with oxygen and/or nitrogen supply to supplement air intake |
| US5697207A (en) * | 1996-08-02 | 1997-12-16 | General Electric Co. | Combined gas turbine inlet chiller, nox control device and power augmentation system and methods of operation |
| US5918460A (en) * | 1997-05-05 | 1999-07-06 | United Technologies Corporation | Liquid oxygen gasifying system for rocket engines |
| US6941760B1 (en) | 2003-03-19 | 2005-09-13 | Hamilton Sundstrand Corporation | Start system for expendable gas turbine engine |
| JP4841690B2 (ja) * | 2010-03-17 | 2011-12-21 | 川崎重工業株式会社 | エンジン発電装置 |
| US10247104B2 (en) | 2015-04-23 | 2019-04-02 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Oxygen enhanced pneumatic starting |
Family Cites Families (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2573471A (en) * | 1943-05-08 | 1951-10-30 | Aerojet Engineering Corp | Reaction motor operable by liquid propellants and method of operating it |
| US2641904A (en) * | 1945-12-14 | 1953-06-16 | Bouffart Maurice | Apparatus for cooling combustion chambers of movable power plants with an oxidizing agent |
| US2643511A (en) * | 1949-10-07 | 1953-06-30 | Avco Mfg Corp | Engine starter having combustion chamber supplied with fuel and combustion supporting medium for constant ratio by weight |
| BE508931A (fr) * | 1950-09-08 | |||
| US3040520A (en) * | 1954-11-22 | 1962-06-26 | Garrett Corp | Jet power unit for an aircraft |
| US2935846A (en) * | 1956-07-13 | 1960-05-10 | Thiokol Chemical Corp | Reaction motor feed system |
| US3017745A (en) * | 1956-08-31 | 1962-01-23 | Napier & Son Ltd | Fuel supply systems for rocket engines |
| US3229463A (en) * | 1963-06-26 | 1966-01-18 | Hugh L Dryden | Trajectory-correction propulsion system |
| US3468332A (en) * | 1964-03-16 | 1969-09-23 | Hitachi Ltd | Device operative in accordance with differential pressure |
| US3844112A (en) * | 1973-06-27 | 1974-10-29 | Curtiss Wright Corp | Gas turbine start-up fuel control system |
| US4161102A (en) * | 1977-10-05 | 1979-07-17 | Teledyne Industries, Inc. | Turbine engine starting system |
| US4815277A (en) * | 1987-01-08 | 1989-03-28 | Sundstrand Corporation | Integrated power unit |
-
1988
- 1988-07-21 US US07/222,542 patent/US4899536A/en not_active Expired - Fee Related
-
1989
- 1989-07-19 GB GB8916450A patent/GB2221981B/en not_active Expired - Fee Related
- 1989-07-20 FR FR8909791A patent/FR2634517A1/fr not_active Withdrawn
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| GB8916450D0 (en) | 1989-09-06 |
| US4899536A (en) | 1990-02-13 |
| GB2221981A (en) | 1990-02-21 |
| GB2221981B (en) | 1992-01-02 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA2389780C (fr) | Dispositif de secours au rallumage d'un turboreacteur en auto-rotation | |
| EP2198145B1 (fr) | Dispositif et procede de motorisation de pompe pour moteur fusee par moteur a combustion interne | |
| EP0333585B1 (fr) | Propulseur combiné turbo-fusée aérobie | |
| FR2934321A1 (fr) | Regulation du debit de carburant preleve dans un circuit carburant d'un aeronef propulse par un moteur. | |
| EP3030777B1 (fr) | Dispositif de pressurisation de reservoirs d'ergol d'un moteur de fusee | |
| JP2011043136A (ja) | ガスタービン・エンジンの始動時燃料制御装置 | |
| EP3175090B1 (fr) | Dispositif pneumatique de réactivation rapide d'un turbomoteur, architecture d'un système propulsif d'un hélicoptère multi-moteur équipé d'un tel dispositif, hélicoptère et procédé correspondant | |
| EP2524869A1 (fr) | Système autonome de génération de puissance électrique et de conditionnement pour un aéronef, aéronef et procédé associés. | |
| EP3571385B1 (fr) | Moteur-fusée | |
| EP3156635B1 (fr) | Moteur fusée à torche d'allumage versatile | |
| CA2922989C (fr) | Systeme et procede de demarrage d'urgence d'une turbomachine d'aeronef | |
| WO2014111485A1 (fr) | Dispositif de démarrage d'une turbopompe de moteur fusée | |
| FR2634517A1 (fr) | Systeme de demarrage d'un moteur a turbine et ce moteur | |
| EP2058488A1 (fr) | Turbomoteur comportant des moyens pour chauffer l'air entrant dans la turbine libre | |
| WO2015049469A1 (fr) | Machine thermique aeronautique comprenant une reserve de fluide sous pression pour demarrer un moteur a cycle ferme | |
| FR3102804A1 (fr) | Groupe motopropulseur pour avions et procédé de fonctionnement | |
| FR3039220A1 (fr) | Dipositif de postcombustion pour turboreacteur | |
| CA2802399C (fr) | Procedure d'allumage pour une chambre de combustion de turbomachine | |
| FR3102805A1 (fr) | Groupe motopropulseur pour avions | |
| FR3064981A1 (fr) | Systeme d'inertage et procede de generation d'un gaz d'inertage dans un aeronef, fonctionnant sans prelevement d'air exterieur | |
| EP0939216B1 (fr) | Moteur mixte susceptible de mettre en oeuvre au moins un mode statoréacteur et un mode superstatoréacteur | |
| FR3099207A1 (fr) | Système d’alimentation en carburant d’une turbomachine | |
| WO2023175270A1 (fr) | Procede et unite de commande d'ensemble moteur | |
| WO2023118743A1 (fr) | Systeme et procede de conditionnement de carburant pour moteur aerobie a hydrogene | |
| FR3127980A1 (fr) | Système de distribution d’énergie électrique générée par une turbomachine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| ST | Notification of lapse |