FR2875269A1 - Systeme de refroidissement pour moteur a turbine a gaz ayant un systeme central ameliore - Google Patents
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Abstract
Un moteur à turbine à gaz (44) ayant un axe longitudinal central (12) passant au travers, comprenant : une section soufflante (16) à une extrémité avant du moteur à turbine à gaz (44) comprenant au moins une première rangée d'ailettes de soufflante reliées à un premier arbre d'entraînement (40) ; un surpresseur (20) positionné en aval de et en communication d'écoulement au moins partielle avec la section soufflante (16) comprenant une pluralité d'étages, chaque étage comprenant une rangée d'ailettes de compresseur stationnaires et une rangée d'ailettes de compresseur tournantes reliée à un arbre d'entraînement (40) et interdigitée avec la rangée d'ailettes de compresseur stationnaires ; un système central (45) positionné en aval du surpresseur (20), le système central (45) comprenant en outre un système de combustion (46) destiné à produire des impulsions de gaz ayant une pression et une température accrues provenant d'un écoulement de fluide (52) fourni à une admission (54) de cela de façon à produire un fluide moteur (48) sur une sortie (50) ; une turbine basse pression (36) positionnée en aval de et en communication d'écoulement avec le système central (45), la turbine basse pression (36) étant utilisée pour commander le premier arbre d'entraînement (40) ; et, un système (58) pour refroidir le système de combustion (46), dans lequel le carburant (64) est utilisé comme fluide de refroidissement avant d'être alimenté vers le système de combustion (46).
Description
SYSTEME DE REFROIDISSEMENT POUR MOTEUR A TURBINE A GAZ
AYANT UN SYSTEME CENTRAL AMELIORE
La présente invention concerne généralement une conception de moteur à turbine à gaz ayant un système central amélioré qui remplace le système haute pression des moteurs à turbine à gaz conventionnels et, en particulier, un système de refroidissement associé à ce système central.
Il est bien connu que les moteurs à turbine à gaz caractéristiques sont basés sur le Cycle de Brayton idéal où l'air est comprimé adiabatiquement, où la chaleur est ajoutée à pression constante, où le gaz chaud qui en résulte est dilaté dans une turbine et où la chaleur est rejetée à pression constante. L'énergie dépassant celle nécessaire pour entraîner le système de compression est alors disponible pour la propulsion ou un autre travail. De tels moteurs à turbine à gaz utilisent généralement la combustion par déflagration pour brûler un mélange carburant / air et dégagent des produits des gaz de combustion qui se déplacent à des vitesses relativement lentes et à pression relativement constante à l'intérieur d'une chambre de combustion. Alors que les moteurs basés sur le Cycle de Brayton atteignent un niveau élevé de rendement thermodynamique par l'amélioration constante du rendement des différents composants et par des augmentations du rapport de pressions et de la température maximale, il devient de plus en plus difficile d'obtenir de nouvelles améliorations.
Bien que les chambres de combustion utilisées dans le moteur à turbine à gaz conventionnel soient du type où la pression à l'intérieur est maintenue à niveau substantiellement constant, des améliorations de performances et du rendement du cycle du moteur ont été obtenues en faisant fonctionner le moteur de telle sorte que la combustion se produise sous forme de détonation soit en mode continu, soit en mode pulsé. Plusieurs conceptions de systèmes à détonations pulsées, par exemple, ont été divulguées par le cessionnaire de la présente invention dans les demandes de brevets suivantes: (1) "Dispositif à détonations pulsées pour moteur à turbine à gaz", portant le numéro de série 10/383 027; (2) "Système à détonations pulsées pour moteur à turbine à gaz", portant le numéro de série 10/405 561; (3) "Système à détonations pulsées intégré pour moteur à turbine à gaz", portant le numéro de série 10/418 859; (4) "Système rotatif à détonations pulsées pour moteur à turbine à gaz" portant le numéro de série 10/422 314; et (5) "Système rotatif à détonations pulsées à passages de détonations aérodynamiques à utiliser dans un moteur à turbine à gaz" portant le numéro de série 10/803 293.
On appréciera qu'un dispositif à détonations pulsées produise des jets de gaz chaud qui sont approximativement de pression égale. La moyenne temporelle de la pression de ces jets est de grandeur similaire à la pression générée dans un moteur à turbine basse pression ordinaire, mais à une température supérieure à celle normalement associée au moteur à turbine basse pression. Il sera entendu qu'une chambre de combustion à volume constant produit de même des jets de gaz à haute pression et haute température qui peuvent également être utilisés dans le type de dispositif à détonations pulsées. Un exemple de chambre de combustion stationnaire à volume constant est divulgué dans le Brevet des États-Unis 3 877 219 de Hagen tandis qu'une chambre de combustion à volume constant comprenant un élément rotatif est divulguée dans le Brevet des États-Unis 5 960 625 de Zdvorak, Sr.
De cette manière, le système central ou système haute pression du moteur à turbine à gaz conventionnel peut être remplacé par un système plus efficace et moins compliqué faisant appel à un type différent de chambre de combustion. En même temps, le moteur à turbine à gaz modifié pourra conserver la turbine basse pression conventionnelle, ainsi que les caractéristiques d'efficacité opérationnelle conventionnelles de cette dernière. Le système de refroidissement de la présente invention peut être utilisé comme alternative aux systèmes de refroidissement des moteurs à turbine à gaz possédant des systèmes centraux améliorés tels que ceux divulgués dans les demandes de brevet intitulées "Moteur à Turbine à Gaz Ayant un Système Central Amélioré", n de série 10/941,508, et "Moteur à Turbine à Gaz à Forte Poussée Ayant un Système Central Amélioré", n de série 10/941,546, qui sont également détenues par le cessionnaire de la présente invention et déposées simultanément à la présente. Comme on le voit dans ces demandes, les systèmes de refroidissement utilisent une partie de l'air comprimé alimentée vers une admission du système de combustion. Cet air comprimé de refroidissement peut être employé dans un système fournissant un refroidissement par contact, mais n' est pas pratique pour les systèmes de combustion utilisés (à savoir: de combustion à détonations pulsées ou à volume constant) dans un système offrant le refroidissement par film d'air. Ceci provient du fait que la pression est plus forte à l'intérieur du dispositif de combustion que celle de l'air entrant sans compression supplémentaire de l'air de refroidissement.
En conséquence, il serait souhaitable qu'une architecture pratique globale soit mise au point pour un moteur à turbine à gaz utilisant un dispositif à détonations pulsées ou une chambre de combustion à volume constant pour améliorer encore le rendement global du moteur, Par ailleurs, il serait souhaitable qu'une telle architecture intègre un système et une méthode de refroidissement qui mélange la nature pulsée de la sortie de combustion et réduit le bruit du moteur. En même temps, il est également souhaitable que ce système de refroidissement utilise la méthode de refroidissement par film d'air, plus efficace, sans modification excessive.
Selon une première réalisation de la présente invention, un moteur à turbine à gaz ayant un axe longitudinal central le traversant est divulgué comme comprenant une partie soufflante à une extrémité avant du moteur à turbine à gaz comprenant au moins une première rangée d'ailettes de soufflante reliées à un premier arbre d'entraînement; un surpresseur disposé en aval et en communication d'écoulement au moins partiel avec la partie soufflante comprenant une pluralité d'étages, chaque étage comprenant une rangée d'ailettes de compresseur stationnaires et une rangée d'ailettes de compresseur tournantes reliées à un arbre d'entraînement et interdigitée avec la rangée d'ailettes de compresseur stationnaires; un système central positionné en aval du surpresseur, le système central comprenant en outre un système de combustion visant à produire des jets de gaz ayant une pression et une température accrues à partir d'un écoulement de fluide fourni à une admission dudit fluide de façon à produire un fluide moteur à une sortie; une turbine basse pression positionnée en aval du système central et en communication d'écoulement avec lui, la turbine basse pression étant utilisée pour propulser le premier arbre d'entraînement; et un système destiné à refroidir le système de combustion, dans lequel le carburant sert de liquide de refroidissement avant d'être fourni au système de combustion. Le système central peut en outre comprendre un compresseur intermédiaire positionné en aval du compresseur relié à un deuxième arbre d'entraînement, et en communication d'écoulement avec lui, également relié à une turbine intermédiaire positionnée en aval du système de combustion en communication d'écoulement avec le fluide moteur.
Le carburant peut être utilisé pour fournir directement du refroidissement audit système de combustion.
Le carburant peut être utilisé pour fournir indirectement du refroidissement audit 30 système de combustion.
Ledit système de refroidissement peut comprendre en outre un fluide moteur intermédiaire qui assure la jonction avec ledit carburant et est utilisé pour refroidir ledit système de combustion.
Ledit système de combustion peut comprendre au moins un élément rotatif destiné à 35 commander ledit arbre d'entraînement.
Le moteur peut comprendre en outre un compresseur intermédiaire situé en aval de et en communication d'écoulement avec ledit surpresseur; et une turbine intermédiaire positionnée en aval dudit système de combustion en communication d'écoulement avec ledit fluide moteur, ladite turbine intermédiaire étant utilisée pour commander ledit deuxième arbre d'entraînement.
Ledit fluide de refroidissement peut être fourni pour refroidir un fluide moteur entrant dans ladite turbine.
Le moteur peut comprendre en outre un échangeur de chaleur en communication 10 d'écoulement avec ledit carburant.
Ledit surpresseur peut être entraîné par ledit premier arbre d'entraînement. Ledit surpresseur peut être entraîné par ledit deuxième arbre d'entraînement.
Selon une deuxième réalisation de la présente invention, une méthode pour refroidir un système de combustion d'un moteur à turbine à gaz comprenant un surpresseur ayant une pluralité d'étages est divulguée comme comprenant les phases de fourniture du carburant au système de combustion en tant que liquide de refroidissement; et d'alimentation du carburant au système de combustion.
Selon une troisième réalisation de la présente invention, un moteur à turbine à gaz est divulgué comme comprenant: un compresseur positionné à une extrémité avant du moteur à turbine à gaz présentant une pluralité d'étages, chaque étage comprenant une rangée d'ailettes de compresseur stationnaire, et une rangée d'ailettes tournantes reliée à un arbre d'entraînement et interdigitée avec la rangée d'ailettes stationnaire; un système central positionné en aval du compresseur, le système central comprenant en outre un système de combustion destiné à produire des jets de gaz ayant une pression et une température accrues émanant d'un fluide acheminé vers une admission de ce dernier afin de produire un fluide moteur à une sortie de ce dernier; une turbine située en aval et en communication d'écoulement avec le système de combustion en vue de propulser l'arbre d'entraînement; une charge reliée audit arbre d'entraînement; et un système destiné à refroidir le système de combustion dans lequel le carburant sert de fluide de refroidissement avant d'être fourni au système de combustion. Le système central peut en outre comprendre un compresseur intermédiaire positionné en aval du compresseur et en communication d'écoulement avec lui, ce compresseur étant lui-même relié à un deuxième arbre d'entraînement, et une turbine intermédiaire positionnée en aval du système de combustion en communication d'écoulement avec le fluide moteur.
La figure 1 est une représentation graphique d'une configuration de moteur à turbine à gaz comprenant une technique antérieure de système central, dans laquelle est indiqué un système de refroidissement; La figure 2 est une représentation graphique d'une configuration de moteur à turbine à gaz comprenant un système central conforme à la présente invention ayant un dispositif de combustion stationnaire où un premier système de refroidissement est indiqué comme comprenant un échangeur de chaleur intégré à ce dispositif de combustion; La figure 3 est une représentation graphique de la configuration de moteur à turbine à gaz présentée sur la figure 2, où un premier système de refroidissement différent est indiqué comme comprenant un échangeur de chaleur séparé du dispositif de combustion; La figure 4 est une représentation graphique du moteur à turbine à gaz présentée sur la figure 2, où un deuxième système de refroidissement différent est indiqué comme comprenant un premier échangeur de chaleur séparé du dispositif de combustion et un deuxième échangeur de chaleur intégré au dispositif de combustion; La figure 5 est une représentation graphique d'une configuration de moteur à turbine à gaz comprenant un système central conforme à la présente invention ayant un dispositif de combustion rotatif où le système de refroidissement de la figure 2 est indiqué avec cela; La figure 6 est une représentation graphique de la configuration du moteur à turbine à gaz présentée sur la figure 5 où le système de refroidissement de la figure 3 est indiqué avec cela; La figure 7 est une représentation graphique de la configuration du moteur à turbine à gaz présentée sur la figure 5 où le système de refroidissement de la figure 4 est indiqué avec cela; La figure 8 est une représentation graphique d'une configuration différente du moteur à turbine à gaz comprenant un système central conforme à la présente invention ayant un dispositif de combustion stationnaire, où le système de refroidissement de la figure 2 est indiqué avec cela; et, La figure 9 est une représentation graphique de la configuration du moteur à turbine à gaz présentée sur la figure 8, où le système de refroidissement de la figure 3 est indiqué avec cela; La figure 10 est une représentation graphique de la configuration du moteur à turbine à gaz présentée sur la figure 8, où le système de refroidissement de la figure 4 est indiqué avec cela; La figure 11 est une représentation graphique de la configuration différente du moteur à turbine à gaz comprenant un système central conforme à la présente invention ayant un dispositif de combustion rotatif, où le système de refroidissement de la figure 2 est indiqué avec cela; La figure 12 est une représentation graphique de la configuration différente du moteur à turbine à gaz présentée sur la figure 11, où le système de refroidissement de la figure 3 est indiqué avec cela; et, La figure 13 est une représentation graphique de la configuration différente du moteur à turbine à gaz présentée sur la figure 11, où le système de refroidissement de la figure 4 est représenté avec cela.
En se reportant maintenant aux dessins de détail dans lesquels des numéros identiques désignent les mêmes éléments dans l'ensemble des figures, la figure 1 représente graphiquement un moteur à turbine à gaz conventionnel 10 (à haut taux de dilution) utilisé sur des aéronefs ayant à titre indicatif un axe central longitudinal ou axial 12 passant au travers. Un écoulement d'air (représenté par la flèche 14) est dirigé à travers une section soufflante 16, une partie de ce dernier (représentée par la flèche 18) étant fournie à un surpresseur 20. Après cela, un premier écoulement comprimé (représenté par la flèche 22) est fourni à un système central ou système haute pression 25.
Plus précisément, le système central 25 comprend un compresseur haute pression 24 qui fournit un deuxième écoulement comprimé 26 à une chambre de combustion 28. Il sera entendu que la chambre de combustion 28 est du type à pression constante, bien connu dans la technique. Une turbine haute pression 30 est positionnée en aval de la chambre de combustion 28 et reçoit des produits des gaz (représentés par la flèche 32) dégagés par la chambre de combustion 28 et en extrait de l'énergie pour entraîner le compresseur haute pression 24 au moyen d'un premier arbre d'entraînement ou arbre d'entraînement haute pression 34. Il sera en outre entendu que le compresseur haute pression 24 non seulement fournit un deuxième écoulement comprimé 26 à une admission de la chambre de combustion 28, mais également peut fournir un écoulement de refroidissement (représenté par la flèche en traits tiretés 42) à la chambre de combustion 28.
Une turbine basse pression 36 est située en aval du système central 25 (c'.-à-d.
de la turbine haute pression 30), où les produits des gaz (représentés par la flèche 38) s'écoulent à l'intérieur et où l'énergie est extraite pour entraîner le surpresseur 20 et la section soufflante 16 par l'intermédiaire d'un deuxième arbre d'entraînement ou arbre d'entraînement basse pression 40. Les produits des gaz restants (représentés par la flèche 41) sortent ensuite du moteur à turbine à gaz 10. On appréciera que la section soufflante 16 comprend en général au moins une rangée d'ailettes de soufflante reliées au deuxième arbre d'entraînement 40. Il sera également entendu que le surpresseur 20 et le compresseur haute pression 24 comprennent de préférence une pluralité d'étages où chaque étage de surpresseur 20 comprend une rangée d'ailettes de compresseur stationnaires et une rangée d'ailettes de compresseur rotatives reliées au deuxième arbre d'entraînement 40 et interdigitées avec la rangée d'ailettes de compresseur fixes.
Comme on le voit sur la figure 2, le moteur à turbine à gaz 44 comprend de même un axe longitudinal central 12, un écoulement d'air 14 vers la section soufflante 16, un écoulement d'air 18 vers le surpresseur 20 et un arbre d'entraînement basse pression 40 par lequel la turbine basse pression 36 entraîne la section soufflante 16 et le surpresseur 20. Le moteur à turbine à gaz 44, en revanche, comprend un nouveau système central 45 qui comporte principalement un système de combustion 46. Le système de combustion 46, qui peut être soit une chambre de combustion de type à volume constant, soit un système à détonations pulsées, produit un fluide moteur (représenté par la flèche 48) constitué de jets de gaz à une sortie 50 ayant une pression et une température accrues par rapport à un écoulement d'air (représenté par la flèche 52) alimenté vers une admission 54 de ce dernier. Contrairement à la chambre de combustion 28 utilisée dans le système central 25 décrit ci-dessus, le système de combustion 46 ne maintient pas une pression relativement constante à l'intérieur. De plus, le système central 45 fonctionne substantiellement selon un cycle de Humphrey idéal au lieu du cycle de Brayton idéal dans le système central 25.
On verra que le fluide moteur 48 est acheminé de préférence vers une tuyère de turbine 56 positionnée immédiatement en amont de la turbine basse pression 36 de façon à diriger son écoulement dans une orientation optimale à l'intérieur de la turbine basse pression 36. Dans la réalisation présentée sur la figure 2, le système de combustion 46 est stationnaire pour que la turbine basse pression 36 entraîne nécessairement à la fois la section soufflante 16 et le surpresseur 20 au moyen de l'arbre d'entraînement 40.
Un système de refroidissement identifié généralement par le numéro de référence 58 est associé au système central 45, où un échangeur de chaleur 60 est de préférence intégré au système de combustion 46. Plus précisément, on verra qu'une pompe 62 fournit du carburant 64 directement à l'échangeur de chaleur 60 avant d'entrer dans l'admission 54 du système de combustion 46. De cette manière, la chaleur sensible du carburant 64 et la chaleur latente de la vaporisation permettent au carburant 64 d'absorber la chaleur provenant des parois très chaudes du système de combustion 46 et de lui procurer un refroidissement sans qu'il y ait besoin d'air de refroidissement. En plus de refroidir le système de combustion 46, le carburant 64 est vaporisé pendant le temps de passage à travers l'échangeur de chaleur 60 avant d'être injecté dans le système de combustion 46. En tant que tel, il est plus facile de lancer le processus de combustion dans le système de combustion 46, que ce soit sous forme de détonation ou de conflagration, à l'état de gaz ou de vapeur qu'à l'état liquide. Du fait qu'une préoccupation majeure liée à l'utilisation du carburant 64 directement avec l'échangeur de chaleur 60 comme agent réfrigérant du système de combustion 46 est la tendance à former des dépôts de gommes et/ou de coke, on préfère que l'échangeur de chaleur 60 emprunte les conceptions divulguées dans le Brevet des États-Unis 805 973 de Coffinberry et al. et dans le Brevet des États-Unis 5 247 792 de Coffinberry, qui sont également cédés au cessionnaire de la présente invention.
Le système de refroidissement 58 peut être également mis en oeuvre dans d'autres configurations de turbine à gaz, comme on le voit sur les figures 5, 8 et 11. En ce qui concerne la figure 5, le système de combustion 46 comprend un élément rotatif, de telle sorte qu'il commande un arbre d'entraînement 66 qui entraîne de préférence le surpresseur 20. De cette manière, la turbine basse pression 36 est capable d'entraîner la section soufflante 16 séparément par l'intermédiaire de l'arbre d'entraînement 40. Sur la figure 8, un système central 68 situé à l'intérieur comprend de préférence un compresseur intermédiaire 47 situé immédiatement en aval du surpresseur 20 et une turbine intermédiaire 49 (avec une tuyère de turbine 55 immédiatement en amont) positionnée entre le système de combustion 46 et la turbine basse pression 36. Ceci permet au moteur à turbine à gaz 44 de générer une poussée plus forte. On verra en outre que la turbine intermédiaire 49 commande un arbre d'entraînement 69 qui entraîne le compresseur intermédiaire 47, et éventuellement le surpresseur 20 (comme indiqué par la ligne en traits tiretés partant de l'arbre d'entraînement 69 et allant jusqu'au surpresseur 20). Le moteur à turbine à gaz 90 de la figure 11 sera évoqué plus en détail dans les présentes, mais il utilise également un système de refroidissement 116 semblable à celui décrit ci-dessus.
Comme on le voit sur la figure 3, le moteur à turbine à gaz 44 comprend un système de refroidissement différent 70 dans lequel le carburant 64 est indirectement utilisé pour refroidir le système de combustion 46. Plus précisément, un échangeur de chaleur 72 qui n'est pas intégré aux parois du système de combustion 46 est fourni. L'air comprimé 74 est fourni à l'échangeur de chaleur 72 en provenance du surpresseur 20, qui est refroidi par l'apport de carburant 64 à l'échangeur de chaleur 72. Après cela, un écoulement d'air comprimé refroidi 76 est utilisé pour refroidir le système de combustion 46. Le transfert de chaleur de l'air comprimé 74 vers le carburant 64 dans l'échangeur de chaleur 72 favorise la vaporisation du carburant 64 avant d'être injecté à l'admission 54 du système de combustion 46. On appréciera que la pression de l'écoulement refroidissant 76 doit impérativement être supérieur à l'écoulement comprimé 52 fourni au système de combustion 46. En conséquence, on préfère que l'écoulement comprimé 52 provienne d'une première source 51 (par ex. un orifice situé sur un étage intermédiaire du surpresseur 20) située en amont d'une deuxième source 73 (par ex. une extrémité arrière du surpresseur 20) qui fournit l'écoulement comprimé 74 au système de refroidissement 70. En configurant ainsi le système de refroidissement 70, les préoccupations de voir le carburant 64 se transformer en gomme ou en coke comme dans le système de refroidissement 58 sont évitées. De plus, comme indiqué dans les demandes de brevets --- et ---, le fait d'introduire un écoulement refroidissant 76 dans la tuyère de turbine 56 offre l'avantage supplémentaire d'amortir l'irrégularité du fluide moteur 48 fourni à la turbine basse pression 36. De plus, ceci atténue le bruit et permet le fonctionnement sans à-coups du moteur à turbine à gaz 44.
Le système de refroidissement 70 peut également être mis en oeuvre dans d'autres configurations de la turbine à gaz, comme on le voit sur les figures 6, 9 et 12.
En ce qui concerne la figure 6, le système de combustion 46 comprend un élément rotatif qui lui permet de commander l'arbre d'entraînement 66 (selon la discussion ci-dessus à propos de la figure 5) et donc entraîne de préférence le surpresseur 20. De cette manière, la turbine basse pression 36 est capable d'entraîner la section soufflante 16 séparément par l'intermédiaire de l'arbre d'entraînement 40. Sur la figure 9, le système central 68 comprend de préférence le compresseur intermédiaire 47 situé immédiatement en aval du surpresseur 20 et la turbine intermédiaire 49 positionnée entre le système de combustion 46 et la turbine basse pression 36. Ainsi, la turbine intermédiaire 49 commande l'arbre d'entraînement 69 qui entraîne le compresseur intermédiaire 47 et éventuellement le surpresseur 20 (comme décrit ci-dessus en rapport avec la figure 8). Le moteur à turbine à gaz 90 de la figure 12 sera évoqué plus en détail aux présentes, mais il utilise également un système de refroidissement 126 analogue à celui décrit plus haut.
Comme on le voit sur la figure 4, le moteur à turbine à gaz 44 comprend un deuxième système de refroidissement différent 80 dans lequel le carburant 64 est indirectement utilisé pour refroidir le système de combustion 46. Plus précisément, un premier échangeur de chaleur 82 (qui n'est pas intégré aux parois du système de combustion 46) et un deuxième échangeur de chaleur 84 (qui est intégré aux parois du système de combustion 46) sont fournis. On verra qu'un fluide intermédiaire 86 coule entre les premier et deuxième échangeurs de chaleur 82 et 84 et qu'il est utilisé pour refroidir le système de combustion 46. Etant donné que le fluide intermédiaire 86 passe par le premier échangeur de chaleur 82, le carburant 64 est introduit vers le premier échangeur de chaleur 82 pour refroidir ce fluide intermédiaire 86. Dans son état refroidi, le fluide intermédiaire 86 est fourni au deuxième échangeur de chaleur 84 où il absorbe la chaleur provenant des parois très chaudes du système de combustion 46 et lui fournit un refroidissement sans qu'il y ait besoin d'air de refroidissement. On verra qu'une pompe séparée 88 est fournie de préférence pour déplacer le fluide intermédiaire 86 entre les premier et deuxième échangeurs de chaleur 82 et 84.
Par ailleurs, on appréciera que le carburant 64 s'écoulant au travers du premier échangeur de chaleur 82 soit chauffé de préférence par le fluide intermédiaire 86 avant de pénétrer dans l'admission 54 du système de combustion 46. De cette manière, le déclenchement du processus de combustion à l'intérieur du système de combustion 46 est facilité, qu'il se produise sous forme de détonation ou de conflagration.
Le système de refroidissement 80 peut également être mis en oeuvre dans d'autres configurations de la turbine à gaz, comme on le voit sur les figures 7, 10 et 13.
En ce qui concerne la figure 7, le système de combustion 46 comprend un élément rotatif de telle sorte qu'il commande l'arbre d'entraînement 66 (selon la discussion ci-dessus à propos de la figure 5) et donc entraîne de préférence le surpresseur 20. De cette manière, la turbine basse pression 36 peut entraîner la section soufflante 16 séparément par l'intermédiaire de l'arbre d'entraînement 40. Sur la figure 10, le système central 68 comprend de préférence le compresseur intermédiaire 47 situé immédiatement en aval du surpresseur 20 et la turbine intermédiaire 49 positionnée entre le système de combustion 46 et la turbine basse pression 36. Ainsi, la turbine intermédiaire 49 commande l'arbre d'entraînement 69 qui entraîne le compresseur intermédiaire 47 et éventuellement le surpresseur 20 (comme exposé plus haut en ce qui concerne la figure 8). Le moteur à turbine à gaz 90 de la figure 13 sera exposé plus en détail aux présentes, mais il utilise également un système de refroidissement 138 analogue à celui décrit plus haut.
La présente invention étudie également une méthode de refroidissement du système de combustion 46 du moteur à turbine à gaz 44, où le surpresseur 20 comprend une pluralité d'étages et où le fluide moteur 48 est évacué de ces systèmes de combustion. Cette méthode comprend les phases defourniture de carburant 64 en tant que fluide de refroidissement pour refroidir le système de combustion 46 concerné et en tant que carburant 64 après cela au système de combustion 46. On notera que le carburant 64 peut remplir sa fonction de refroidissement directement (comme dans le système de refroidissement 58 de la figure 2) ou indirectement (comme dans les systèmes de refroidissement 70 et 80 des figures 3 et 4).
La figure 11 représente un moteur à turbine à gaz 90 différent destiné à être utilisé dans des applications industrielles et dans d'autres applications de puissance sur l'arbre (par ex. en propulsion navale ou en propulsion d'hélicoptère) comme possédant un axe longitudinal central 92. Comme on le voit dans les présentes, le moteur à turbine à gaz 90 comprend un compresseur 94 en communication d'écoulement avec un écoulement d'air (représenté par une flèche 96). Le compresseur 94 comprend de préférence au moins une première rangée d'ailettes de compresseur stationnaires et une deuxième rangée d'ailettes de compresseur rotatives reliées à un premier arbre d'entraînement 98 et interdigitées avec la première rangée d'ailettes de compresseur stationnaires. Des rangées d'ailettes de compresseur supplémentaires peuvent être reliées à l'arbre d'entraînement 98, des rangées d'ailettes de compresseur supplémentaires étant interdigitées avec elles. Une aube directrice d'admission (non représentée) peut être positionnée à une extrémité amont du compresseur 94 pour diriger l'écoulement de l'air à l'intérieur. Un système central 100 ayant un système de combustion stationnaire 102, comme celui décrit ci-dessus en rapport avec les figures 2 à 4, fournit un fluide moteur 104 à une turbine basse pression 106 qui commande le premier arbre d'entraînement 98. Les gaz de combustion (représentés par une flèche 108) sortent ensuite de la turbine basse pression 106 et sont évacués. Il sera entendu que le système central 100 du moteur à turbine à gaz 90 peut comprendre un système de combustion qui est rotatif (voir figures 5 à 7) ou un compresseur intermédiaire et une turbine intermédiaire associés au système de combustion 102 (voir figures 8 à 10).
On verra que le fluide moteur 104 est de préférence fourni à une tuyère de turbine 110 positionnée immédiatement en amont de la turbine basse pression 106 de façon à diriger son écoulement suivant une orientation optimale à l'intérieur de la turbine basse pression 106. Dans la réalisation exposée sur la figure 11, la turbine basse pression 106 entraîne à la fois le compresseur 94 (qui fournit l'air comprimé 95 au système de combustion 102) au moyen du premier arbre d'entraînement 98 et une charge 112 au moyen d'un deuxième arbre d'entraînement 114.
Comme décrit de même aux présentes en ce qui concerne la figure 2, un système de refroidissement identifié généralement par le numéro de référence 116 est associé au système central 100, où un échangeur de chaleur 118 est de préférence intégré au système de combustion 102. Plus précisément, on verra qu'une pompe 120 fournit du carburant 122 directement à l'échangeur de chaleur 118 avant d'entrer dans l'admission 124 du système de combustion 102. De cette manière, la chaleur sensible du carburant 122 et la chaleur latente de la vaporisation permet au carburant 122 d'absorber la chaleur provenant des parois très chaudes du système de combustion 102 et de lui fournir un refroidissement sans qu'il y ait besoin d'air de refroidissement. En plus de refroidir le système de combustion 102, le carburant 122 est vaporisé pendant le temps de passage à travers l'échangeur de chaleur 118 avant d'être injecté dans le système de combustion 102. En tant que tel, il est plus facile de déclencher une détonation dans le système de combustion 102, que ce soit sous forme de détonation ou de conflagration, à l'état de gaz ou de vapeur qu'à l'état liquide.
Comme exposé de même aux présentes en ce qui concerne la figure 3, le moteur à turbine à gaz 90 de la figure 12 comprend un système de refroidissement différent 126 dans lequel le carburant 122 est utilisé indirectement pour refroidir le système de combustion 102. Plus précisément, un échangeur de chaleur 128 qui n'est pas intégré aux parois du système de combustion 102 est fourni. L'air comprimé 130 est fourni à l'échangeur de chaleur 128 à partir du compresseur 94, qui est refroidi par l'introduction de carburant 122 vers l'échangeur de chaleur 128. Après cela, un écoulement d'air comprimé refroidi 132 est utilisé pour refroidir le système de combustion 102. On appréciera que la pression de l'écoulement de refroidissement 132 doit impérativement être supérieure à l'écoulement comprimé 95 fourni au système de combustion 102. Par conséquent, on préfère que l'écoulement comprimé 95 provienne d'une première source 134 (par ex. un orifice sur un étage intermédiaire du compresseur 94) qui se trouve en amont d'une deuxième source 136 (par ex. une extrémité arrière du compresseur 94) qui fournit un écoulement comprimé 130 au système de refroidissement 126. En configurant le système de refroidissement 126 de cette manière, les préoccupations de voir le carburant 122 se transformer en gomme ou en coke comme dans le système de refroidissement 116 sont évitées. De plus, comme indiqué dans les demandes de brevets --- et ---, le fait d'introduire un écoulement refroidissant 132 dans la tuyère de turbine 110 apporte l'avantage supplémentaire d'amortir l'irrégularité du fluide moteur 104 fourni à la turbine basse pression 106. En outre, ceci atténue le bruit et permet le fonctionnement sans à-coups du moteur à turbine à gaz 90.
Comme décrit également à propos de la figure 4, la figure 13 représente le moteur à turbine à gaz 90 comme comprenant un deuxième système de refroidissement différent 138 dans lequel le carburant 122 est indirectement utilisé pour refroidir le système de combustion 102. Plus précisément, un premier échangeur de chaleur 140 (qui n'est pas intégré aux parois du système de combustion 102) et un deuxième échangeur de chaleur 142 (qui est intégré aux parois du système de combustion 102) sont fournis. On verra qu'un fluide intermédiaire 144 s'écoule entre les premier et deuxième échangeurs de chaleur 140 et 142 et est utilisé pour refroidir le système de combustion 102. A mesure que le fluide intermédiaire 144 passe dans le premier échangeur de chaleur 140, le carburant 122 est introduit dans le premier échangeur de chaleur 140 pour refroidir ce fluide intermédiaire 144. Une pompe 146 est de préférence fournie pour déplacer le fluide intermédiaire 144 entre les premier et deuxième échangeurs de chaleur 140 et 142. Dans son état refroidi, le fluide intermédiaire 144 est fourni au deuxième échangeur de chaleur 142 où il absorbe la chaleur provenant des parois très chaudes du système de combustion 102 et lui procure un refroidissement sans qu'il y ait besoin d'air de refroidissement. On appréciera que le carburant 122 s'écoulant à travers le premier échangeur de chaleur 140 soit de préférence chauffé par le fluide intermédiaire 144 avant d'entrer dans l'admission 104 du système de combustion 102. De cette manière, le fait de provoquer une détonation dans le système de combustion 102, que ce soit sous forme de détonation ou sous forme de conflagration, est facilité.
Ayant présenté et décrit la réalisation préférée de la présente invention, d'autres adaptations des systèmes centraux 45, 68 et 100, et particulièrement des systèmes de combustion 46 et 102, peuvent être accomplies par des modifications appropriées par quelqu'un ayant une qualification ordinaire dans la technique sans s'éloigner de l'objet de l'invention. De plus, il sera entendu que les systèmes de combustion 46, 58, 88 et 100 peuvent être utilisés avec d'autres types de moteurs à turbine à gaz non décrits aux présentes.
Liste des pièces moteur à turbine à gaz (technique antérieure) 12 axe longitudinal central 14 flèche indiquant l'écoulement de l'air vers la section soufflante 16 section soufflante 18 flèche indiquant l'écoulement de l'air vers le surpresseur surpresseur 22 flèche indiquant le premier écoulement comprimé 24 compresseur haute pression 25 système central (haute pression) 26 flèche indiquant le deuxième écoulement comprimé 28 chambre de combustion (pression constante) turbine haute pression 32 flèche indiquant les produits de gaz allant vers la turbine haute pression 34 premier arbre d'entraînement (haute pression) 36 turbine basse pression 38 flèche indiquant les produits de gaz allant vers la turbine basse pression 40 deuxième arbre d'entraînement (basse pression) 42 flèche en traits tiretés indiquant l'écoulement de refroidissement vers la chambre de combustion 44 moteur à turbine à gaz (en général) système central (en général) 46 système de combustion (stationnaire) 47 compresseur intermédiaire 48 flèche indiquant le fluide moteur provenant de la sortie du système de combustion 49 turbine intermédiaire sortie du système de combustion 51 première source d'air comprimé 52 flèche indiquant l'écoulement d'air comprimé fourni à l'admission du système de combustion 54 admission du système de combustion tuyère de turbine associée à la turbine intermédiaire 56 tuyère de turbine associée à la turbine basse pression 58 système de refroidissement (en général) échangeur de chaleur (intégré au système de combustion) 62 pompe à carburant 64 carburant 66 arbre d'entraînement pour système de combustion rotatif 68 système central différent (en général) 69 arbre d'entraînement partant de la turbine de puissance intermédiaire premier système de refroidissement différent (en général) 72 échangeur de chaleur (séparé du système de combustion) 73 deuxième source d'air comprimé 74 air comprimé 76 écoulement d'air de refroidissement deuxième système de refroidissement différent 82 premier échangeur de chaleur (séparé du système de combustion) 84 deuxième échangeur de chaleur (intégré au système de combustion) 86 fluide intermédiaire 88 vaporisateur moteur à turbine à gaz (de type industriel) 92 axe longitudinal central 94 compresseur 95 flèche indiquant l'air comprimé provenant du compresseur 96 flèche indiquant l'écoulement de l'air vers le compresseur 98 premier arbre d'entraînement système central (en général) 102 système de combustion (stationnaire) 104 fluide moteur provenant du système de combustion 106 turbine basse pression 108 flèche indiquant les gaz de combustion sortant de la turbine basse pression tuyère de turbine 112 charge 114 deuxième arbre d'entraînement 116 système de refroidissement (en général) 118 échangeur de chaleur (intégré au système de combustion) 120 pompe à carburant 122 carburant 124 admission du système de combustion 126 premier système de refroidissement différent (en général) 128 échangeur de chaleur (séparé du système de combustion) 130 écoulement de l'air comprimé vers l'échangeur de chaleur 132 écoulement de l'air de refroidissement 134 source d'écoulement d'air comprimé vers le système de combustion 136 source d'écoulement d'air comprimé vers l'échangeur de chaleur 138 deuxième système de refroidissement différent (en général) 140 premier échangeur de chaleur (séparé du système de combustion) 142 deuxième échangeur de chaleur (intégré au système de combustion) 144 fluide intermédiaire 146 vaporisateur
Claims (10)
1. Un moteur à turbine à gaz (44) ayant un axe longitudinal central (12) passant au travers, comprenant: (a) une section soufflante (16) à une extrémité avant dudit moteur à turbine à gaz (44) comprenant au moins une première rangée d'ailettes de soufflante reliée à un premier arbre d'entraînement (40) ; (b) un surpresseur (20) positionné en aval et en communication d'écoulement au moins partielle avec ladite section soufflante (16) comprenant une pluralité d'étages, chacun desdits étages comprenant une rangée d'ailettes de compresseur stationnaires et une rangée d'ailettes de compresseur tournantes reliée à un arbre d'entraînement (40/66/69) et interdigitée avec la rangée d'ailettes de compresseur stationnaires; (c) un système central (45) positionné en aval dudit surpresseur (20), ledit système central (45) comprenant en outre un système de combustion (46) destiné à produire des impulsions de gaz ayant une pression et une température accrues provenant d'un écoulement de fluide (52) fourni à une admission 54 de cela de façon à produire un fluide moteur (48) à une sortie (50) ; (d) une turbine basse pression (36) positionnée en aval de et en communication d'écoulement avec ledit système central (45), ladite turbine basse pression (36) étant utilisée pour commander ledit premier arbre d'entraînement (40) ; et, (e) un système (58) pour refroidir ledit système de combustion (46), dans lequel le carburant (64) est utilisé comme fluide de refroidissement avant d'être alimenté vers ledit système de combustion (46).
2. Le moteur à turbine à gaz (44) de la revendication 1, dans lequel le carburant (64) est utilisé pour fournir directement du refroidissement audit système de combustion (46).
3. Le moteur à turbine à gaz (44) de la revendication 1, dans lequel le carburant (64) est utilisé pour fournir indirectement du refroidissement audit système de combustion (46).
4. Le moteur à turbine à gaz (44) de la revendication 1, ledit système de 10 15 20 25 refroidissement (58) comprenant en outre un fluide moteur intermédiaire (74) qui assure la jonction avec ledit carburant (64) et est utilisé pour refroidir ledit système de combustion (46).
5. Le moteur à turbine à gaz (44) de la revendication 1, dans lequel ledit système de combustion (46) comprend au moins un élément rotatif destiné à commander ledit arbre d'entraînement (66).
6. Le moteur à turbine à gaz (44) de la revendication 1, comprenant en outre: (a) un compresseur intermédiaire (47) situé en aval de et en communication d'écoulement avec ledit surpresseur (20) ; et (b) une turbine intermédiaire (49) positionnée en aval dudit système de combustion (46) en communication d'écoulement avec ledit fluide moteur (48), ladite turbine intermédiaire (49) étant utilisée pour commander ledit deuxième arbre d'entraînement (69).
7. Le moteur à turbine à gaz de la revendication 6, dans lequel ledit fluide de refroidissement est fourni pour refroidir un fluide moteur (48) entrant dans ladite turbine (49).
8. Le moteur à turbine à gaz (44) de la revendication 1, comprenant en outre un échangeur de chaleur (60) en communication d'écoulement avec ledit carburant (64).
9. Le moteur à turbine à gaz (44) de la revendication 1, dans lequel ledit surpresseur (20) est entraîné par ledit premier arbre d'entraînement (40).
10. Le moteur à turbine à gaz (44) de la revendication 6, dans lequel ledit surpresseur (20) est entraîné par ledit deuxième arbre d'entraînement (69).
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| ST | Notification of lapse |
Effective date: 20120531 |